刘强
- 作品数：31 被引量：78H指数：6
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学电子电信更多>>
- 低雷诺数翼型层流分离现象大涡模拟方法被引量：9
- 2019年
- 为准确预测翼型低雷诺数条件下出现的层流分离流动现象,发展了基于结构化拼接网格的大涡模拟方法。控制方程为Favre滤波Naver-Stokes方程,并选用多种亚格子模型。空间离散采用AUSM格式以及高阶WENO格式,时间推进采用显式方法和隐式方法。以SD7003翼型在雷诺数60000及4°迎角下的层流分离流动为研究对象,对比分析了数值格式、亚格子模型、网格尺度对流场预测结果的影响。数值结果表明:划分的计算网格能够有效解析小尺度流动结构,基于隐式亚格子模型、采用AUSM格式和双时间步推进的大涡模拟方法能够准确预测流动分离、转捩、再附等复杂流动现象,计算得到的平均压强系数与雷诺应力分布与文献数据吻合较好。与转捩模式计算结果对比进一步表明:发展的大涡模拟方法能够准确预测翼型低雷诺数层流分离流动非定常演化过程,为下一步的研究工作建立了有效的数值模拟手段。
- 朱志斌刘强白鹏
- 关键词：低雷诺数翼型转捩大涡模拟
- 不同雷诺数下翼型气动特性及层流分离现象演化被引量：18
- 2017年
- 低雷诺数下空气黏性效应突出,翼型表面普遍存在层流分离现象,相比常规雷诺数情况气动特性显著恶化。采用带预处理的Roe方法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程的数值模拟技术和低雷诺数低湍流度风洞油流显示试验技术,对FX63-137翼型不同雷诺数下气动特性和流动结构展开深入研究。通过风洞油流显示试验可以清晰获得低雷诺数层流分离流动的两道油流汇集线。数值模拟结果表明其分别为时均化主分离线和二次分离线,两种结果定性定量均吻合较好,证明了本文的研究方法有效可靠;雷诺数从500 000降至20 000,翼型气动特性和层流分离流动结构均发生显著的变化,伴随阻力系数剧增和升力系数剧降,时均化流动结构从附体至出现经典的长层流分离泡,并最终演化为后缘层流分离泡,相应的两种分离泡的非定常流动结构也存在显著差异;对于阻力系数和升力系数而言,存在不同的临界雷诺数,因为导致阻力系数剧增的机理在于经典长层流分离泡的产生使翼型压差阻力大增,而造成升力系数剧降的主要原因在于后缘层流分离泡使得等效翼型后部弯度减小;非定常结果显示正是由于翼型表面漩涡周期性的生成与脱落,才造成了低雷诺数下升力系数的周期性波动。翼型上表面主分离涡即将脱落时,流线在后缘附近再附,升力系数达到峰值;而当流体从下表面向上卷起二次分离涡时,尾部流线大尺度分离,升力系数降至谷值。
- 刘强白鹏李锋李锋
- 关键词：低雷诺数气动特性非定常
- 一种变面积鸭式前掠翼飞行器气动布局研究
- 根据低速可变形飞行器设计的特点,提出了一种变面积鸭式前掠翼变体飞行器布局及其设计思想,并进行了全机气动设计。采用N-S方程对不同模态下的布局进行了数值模拟,分析其纵向特性。结果表明,两种极限模态下飞行器具有良好的气动特性...
- 石永彬刘强白鹏
- 关键词：前掠翼
- 文献传递
- 低雷诺数流动分离诱导转披数值研究
- 翼型低Re数流动的转扳机制常归结为分离诱导转扳。由于层流分离和分离诱导转挨的并存及相互影响使得低Re数转扳流动的流动机理非常复杂。本文针对低雷诺数分离诱导转披开展初步的机理研究工作。
- 刘强白鹏朱志斌
- 关键词：低雷诺数
- 一种临近空间升浮一体飞行器气动布局设计研究被引量：1
- 2015年
- 应用理论方法和数值模拟方法开展升浮一体太阳能无人机气动布局设计研究,通过优化选形设计获得高升阻比气动布局,对比两种方法的计算结果以及分析存在差别的原因;应用张线天平支撑风洞试验测试技术,对设计布局开展实验验证研究,建立大展弦比的双机身气动布局风洞试验测试方法,分析了不同雷诺数下实验模型的纵向和横向气动特性影响。研究结果表明:风洞试验结果与设计结果吻合良好,验证了设计结果的可靠性,获得了对总体设计具有指导意义的结论和试验数据结果。
- 陈广强刘强石永彬白鹏纪楚群
- 关键词：CFD风洞试验张线支撑
- 一种可变形双翼布局
- 一种可变形双翼布局，包括上机翼、下机翼和若干平行分布的变形机构，上机翼和下机翼通过变形机构连接，每个变形机构包括1个连接支杆和1～2个运动机构，每个运动机构上配套安装驱动机构和锁闭装置，运动机构固定安装上机翼或下机翼上，...
- 白鹏刘强
- 文献传递
- 给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法被引量：4
- 2019年
- 乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用.密切锥乘波体设计是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率.本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波体设计灵活性为目的,拓展了密切锥乘波体设计方法,推导设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,并使用一个微分方程组给出了具体的数学表达,奠定了定平面形状乘波体设计的理论基础.通过介绍此微分方程组的数值求解过程,并分析应用此关系的注意事项,本文提出了给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法.根据此设计几何关系,以渐变前缘、弯曲前缘和双后掠等为例生成定平面形状乘波体外形,结合计算流体力学方法分析这几类外形的流场,通过流场分布与设计曲线的比较,说明通过此方法设计得到的乘波体外形保持了高超声速状态的乘波特性,并可以方便的控制平面形状,为提高乘波体的设计灵活性、改善性能缺陷提供了新的途径.
- 刘传振白鹏王骥飞刘强
- 关键词：乘波体
- 重活塞压缩器活塞运动过程分析计算
- 自由活塞激波风洞是一种高焓值的高超声速地面试验设备,而重活塞压缩器则是自由活塞激波风洞的核心部件之一,重活塞压缩器的性能直接决定了风洞性能的好坏.本文对重活塞压缩器中活塞的运动过程进行了分析,建立了相应的活塞运动过程的方...
- 刘烜毕志献朱浩张冰冰刘强
- 关键词：激波风洞压缩器
- 双后掠乘波体的非线性升力增长被引量：6
- 2019年
- 基于密切锥的双后掠乘波体是定平面形状乘波体的典型应用,除了具有良好的宽速域性能,其升力在高超声速大迎角下的非线性增长也是值得研究的现象。对比双后掠乘波体与单后掠乘波体的气动性能,发现双后掠外形比同等面积的单后掠外形具有更强的非线性增升效应,而且随着马赫数增加,其效应不断增强。分析乘波体不同部件的气动力,发现这种增升主要来自下表面,上表面贡献很小,指出相关学者提出的“涡升力”观点存在问题。本文研究表明,双后掠乘波体升力随迎角的非线性增加,与后掠角对激波附着的影响有关:后掠角越小,激波越难脱体,只要激波附着,参考斜激波关系式,波后的压力随迎角的增长就是非线性的,导致升力增长非线性;而激波脱体,升力增长则趋于线性。
- 刘传振田俊武白鹏刘强
- 关键词：乘波体大迎角
- 一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器
- 一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，是基于球‑锥构型的旋成体飞行器。该飞行器带有新型襟翼式控制舵面，通过在旋成体飞行器尾部设计四片×字分布襟翼，并将襟翼作为飞行器的全动舵面，以襟翼偏转的方式使飞行器获得高超声速下的机动飞...
- 刘强龚安龙周伟江纪楚群
- 文献传递
