邓学蓥
- 作品数：165 被引量：314H指数：11
- 供职机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中国航空科学基金国防科技重点实验室基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术文化科学更多>>
- 鸭翼/边条对融合体型机身大攻角气动特性影响
- 2010年
- 通过对融合体型机身进行表面测压和PIV(Particle Image Velocimetry)流动显示实验,研究了大攻角下鸭翼/边条对机身气动特性的影响规律.结果表明:加装鸭翼后攻角小于50°时机头区流动变化不大,超过50°攻角后,机头区法向力显著下降,并且随着攻角增加受影响区域向头部方向扩大;加装鸭翼致使鸭翼区截面法向力大幅增加.加装边条改善了边条区流动,边条涡对机头涡产生有利诱导,增大了边条区法向力.加装边条/鸭翼时,对机头区及鸭翼区流场的影响由鸭翼起主控作用,对边条区流场的影响由边条起主控作用.
- 范国磊邓学蓥王延奎田伟
- 关键词：大攻角气动特性
- 机身后体气动特性及其张线支撑影响研究被引量：6
- 2004年
- 以民用机后体为对象,对四线、六线和八线3种张线布局对后体分离流型、旋涡结构及气动特性的影响进行了研究,实验是在北航D-1风洞中进行的,实验ReD=2.148×105.实验研究表明:随迎角从-10°增加到20°,收缩上翘民用机后体的绕流涡系由下涡系转变为上涡系,直到多涡系结构,相应的分离流态由上分离流型转变为下分离流型;张线对机身后体绕流流场的影响一方面通过对绕流旋涡的干扰起作用,张线尾迹区的低能流会降低绕流旋涡对机身表面的诱导作用,采用1 mm张线,对于四线、六线和八线3种支撑型式,机身后体分离流型及旋涡结构未发生明显改变.
- 王延奎黄涛邓学蓥
- 关键词：张线支撑气动特性空气动力学旋涡结构
- 低速风洞PIV实验中的示踪粒子投放技术被引量：14
- 2007年
- 使用Dantec公司的FlowMap PIV系统,在低速风洞中测量二维风速,研究PIV在实际流场测量中的示踪粒子投放技术。实验中使用不同的方式散播示踪粒子测量二维风速,通过对实测风速及流场均匀度的比较,得出在实验段出口处向风洞投放粒子,使其在风洞中循环的方法是最佳散播粒子方式的结论,该方法不仅在小风速下可用,在风速60m/s下也可获得清晰的流场测量图片。
- 陈莹邓学蓥王延奎王兵董超
- 关键词：PIV涡结构非对称背涡
- 旋成体非对称背涡特性及其形成机理的研究被引量：8
- 2000年
- 本文对不同头部形状旋成体模型进行了低速风洞实验，揭示出它们不同的统流现象和流动特性。尖锥旋成体两侧主分离线呈现为开式分离线，其分离剪切层在对称背涡中均表现为层流状态。而在非对称背涡中两侧表现为不同的剪切层状态，钝头旋成体绕流中存在头部的闭式分离区，两侧的主分离线在其下游，它的主分离剪切层从对称发展到非对称均呈现为湍流状态。通过对两类旋成体绕流结构的比较分析，得出尖锥旋成体的非对称背涡是由于两侧分离剪切层状态不对称引起的，而钝头旋成体则是由于族成体背涡的动力不稳定性引起的。该机理分析的结论还得到测力结果的支持。
- 邓学蓥刘沛清孔繁美
- 关键词：旋成体绕流
- 前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性被引量：2
- 2009年
- 通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域（0.13×10^6~0.81×10^6）的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离（Tr）,而高位涡侧仍处于亚临界层流分离（L）,非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。
- 柏楠邓学蓥马宝峰王延奎
- 关键词：大迎角空气动力学前体非对称涡流动
- 单级入轨运载器气动布局研究被引量：1
- 2007年
- 对单级入轨运载器气动布局进行了研究,设计了一种翼身融合体气动布局,并进行了布局优化。计算结果表明该布局在Ma=6的时候,最大升阻比Kmax可以达到3.755,从高速到低速都能维持在4左右。通过与已有乘波体方案的对比,表明新设计的翼身融合体是一种很有潜力的单级入轨运载器气动布局可选方案。
- 杨水锋王延奎邓学蓥张蕊张东俊
- 关键词：单级入轨翼身融合体乘波体升阻比
- 临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性被引量：1
- 2007年
- 在尖拱形细长旋成体的大迎角(α=40°)流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×105～9.0×105。实验结果分析表明,临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性;而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动,结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响,实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。
- 荣臻邓学蓥田伟王延奎
- 关键词：细长旋成体大迎角空气动力学
- 压敏涂料技术在风洞中的应用研究被引量：15
- 2010年
- 压敏涂料技术是重要的风洞模型表面压力测量技术之一。作者介绍了压敏涂料的研制及该技术应用于风洞试验时的自动化试验图像采集技术、试验数据处理与修正技术及实际应用中的一些经验,给出了在飞机机翼、边条、前缘襟翼、副翼表面,压敏涂料技术与常规测压孔技术测量结果的比较。
- 张永存陈柳生阎莉邓学蓥程厚梅
- 关键词：风洞试验技术
- 细长旋成体大迎角正则态非对称涡系结构的物理模型被引量：17
- 2004年
- 在亚临界流动范围内,对具有尖拱型头部的细长旋成体在无侧滑大迎角下利用在头部设置微扰动块取得稳定的、可重复的正则态非对称涡绕流流型.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和流动显示相结合的实验与分析,揭示了细长旋成体在大迎角下这类正则态复杂涡系从头部沿轴向发展中所呈现出的非对称起始二涡和充分发展二涡、三涡等多涡系,最后在尾部演变为类卡门涡系的复杂流型.给出了这类涡系沿轴向演化与相应的截面侧向力变化之间的相关关系.分析了截面侧向力分布曲线中的特征点所反映的涡系结构演化特征及其相应的压力分布特征.在上述研究结果的基础上建立了细长旋成体大迎角正则态非对称涡系流动结构的物理模型.
- 邓学蓥王刚陈学锐王延奎刘沛清郗忠祥
- 关键词：细长旋成体大迎角空气动力学非对称涡流动
- 细长旋成体大迎角下的人工转捩技术
- 使用常规低速闭口风洞，在迎角40°下对头部带有确定人工扰动的细长旋成体进行测压实验，研究旋成体大迎角下的人工转捩技术。结果表明：通过在细长旋成体两侧分离点之前沿轴向整体粘贴条状粗糙带，可以增大实验的有效雷诺数范...
- 陈莹邓学蓥王延奎马宝峰
- 关键词：细长旋成体人工转捩雷诺数效应风洞实验
