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  • 6篇中文期刊文章

领域

  • 6篇航空宇航科学...

主题

  • 6篇风洞
  • 4篇高速风洞
  • 3篇测力
  • 2篇降落
  • 2篇降落伞
  • 2篇风洞试验
  • 1篇动态特性
  • 1篇动特性
  • 1篇叶片
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  • 1篇展弦比
  • 1篇支撑形式
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  • 1篇收音机
  • 1篇数据处理
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  • 1篇气动特性
  • 1篇气囊
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机构

  • 5篇中国空气动力...
  • 1篇北京航空航天...
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  • 1篇中航工业航宇...
  • 1篇中国空气动力...

作者

  • 6篇杨贤文
  • 2篇师建元
  • 1篇郭洪涛
  • 1篇吴军强
  • 1篇赵协和
  • 1篇陈丽
  • 1篇伍开元
  • 1篇余立
  • 1篇白本奇
  • 1篇刘伟
  • 1篇刘长秀
  • 1篇吕彬彬
  • 1篇陈德华
  • 1篇寇西平
  • 1篇郭鹏
  • 1篇廖翼兵
  • 1篇刘昕
  • 1篇杨振华
  • 1篇张德宇
  • 1篇易国庆

传媒

  • 3篇空气动力学学...
  • 1篇宇航学报
  • 1篇流体力学实验...
  • 1篇实验流体力学

年份

  • 1篇2019
  • 2篇2015
  • 1篇2007
  • 1篇2003
  • 1篇2002
6 条 记 录,以下是 1-6
排序方式:
小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究被引量:3
2002年
在较大迎角范围 ,如何由风洞试验数据预计全尺寸小展弦比飞机的非线性气动特性 ,并与飞行值相关 ,始终是国际航空界致力解决的重大问题 ,本项研究采用风洞试验与工程计算相结合的方法 ,对支架、洞壁、进气、喷流、雷诺数及静弹性等影响相关性的诸因素予以修正 ,并计及配平影响 ,从而比较准确地预计出全尺寸飞机的非线性气动特性。
陈德华赵协和伍开元刘长秀陈丽杨贤文
关键词:风洞试验
静气动弹性模型高速风洞试验研究被引量:6
2015年
对采用复合材料玻璃纤维、碳纤维加工的静气动弹性模型进行了高速风洞试验研究,测试了模型的柔度矩阵、气动力、表面压力、弯/扭应变信号及弯/扭变形,为静气动弹性模型刚度试验、弯/扭应变信号测量、模型变形视频测量(VMD)及风洞总压控制等静气动弹性风洞试验能力的提高积累了经验,为飞行器静气动弹性研究提供了良好的试验平台。研究表明:静气动弹性模型较刚性模型升力线斜率及襟副翼效率下降、气动焦点前移;静气动弹性模型与刚性模型表面压力差异明显;在小迎角范围内,静气动弹性机翼模型弯/扭应变信号随迎角增加基本呈线性变化;在正迎角时,大展弦比后掠机翼静气动弹性模型的剖面扭转变形使有效迎角减小,剖面越靠近翼尖弯/扭变形越大。
杨贤文余立吕彬彬郭洪涛杨振华寇西平
关键词:高速风洞测力测压
火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术被引量:3
2019年
为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4~0.8、迎角范围0°~25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明:火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4~0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平迎角。
杨贤文郝东易国庆师建元郭鹏
关键词:降落伞高速风洞测力火星探测
弹射座椅稳定伞高速风洞动态测力试验研究被引量:2
2003年
为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL 24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验。笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等。试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的。
杨贤文吴军强
关键词:测力试验动态特性数据处理
阻力伞及气囊气动特性风洞试验技术研究被引量:3
2007年
对阻力伞、气囊等柔性减速器进行了风洞试验研究。采用高速摄像清晰地记录了阻力伞在M=1.0条件下的开伞过程、气囊在M=6.0条件下充气过程的外形变化,准确地测得了气囊在M=6.0条件下充气过程的阻力时间历程,且气囊充气过程外形变化的时间历程与阻力时间历程相符。此外,对阻力伞高速风洞试验的堵塞度影响进行了研究。结果表明,通过研究,为柔性减速器的气动特性测试建立了新的试验技术。
杨贤文廖翼兵张德宇刘伟师建元白本奇
关键词:降落伞气囊风洞试验
运输机模型高速风洞试验支撑形式及支撑干扰研究被引量:4
2015年
选择合适的支撑形式并扣除支撑干扰是运输机模型高速风洞试验技术的关键问题。采用理论计算、测力和测压试验等手段研究了不同偏度尾支撑、叶片腹支撑对运输类飞机气动特性的支撑干扰。采用叶片腹支撑分别与0°、5°、15°、30°假尾支撑组合试验及垂尾支撑分别与0°、5°、15°、30°假尾支撑组合试验获得相应尾支撑的干扰特性,采用0°尾支撑与假叶片腹支撑组合试验获得叶片腹支撑的干扰特性。研究表明:0°/5°尾支撑修正支撑干扰后的试验结果与前位叶片腹支撑修正支撑干扰后的试验结果一致性较好,0°/5°尾支撑作为主支撑、前位叶片腹支撑作为辅助支撑是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统,采用该支撑获得的试验结果是可信的;由于很难准确获得大偏度尾支撑的支撑干扰,大偏度(例如30°)尾支撑修正支撑干扰后的试验结果误差较大,选择大偏度尾支撑作为主支撑进行运输类飞机高速风洞试验是不合适的。
杨贤文刘昕
关键词:运输机高速风洞
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