孔繁美
- 作品数：10 被引量：57H指数：6
- 供职机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- V形尾翼的气动特性研究被引量：8
- 2001年
- 为了研究具有良好隐身特性的V形尾翼的气动设计准则 ,通过风洞实验 ,探讨了机翼不同上反角和副翼位置对V形尾翼的飞机全机气动特性的影响 .比较了两种V形尾翼与常规尾翼的纵、横向气动特性 .研究结果表明 ,机翼上反引起全机偏航力矩曲线呈非线性 ;靠近翼根的副翼偏转引起副翼偏航效率与其滚转效率同样量级 .因此 。
- 孔繁美邱栋
- 关键词：V形尾翼气动力试验航向稳定性军用飞机
- 高升力与失速特性缓和的翼型设计研究被引量：13
- 2002年
- 为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术 ,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA K1 BUAA K2翼型的设计研究 .风洞实验结果表明 ,与配置著名GAW 1 GAW 2翼型的机翼比较 ,配置BUAA K1 BUAA K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了 1 5 %和 2 5 % 。
- 孔繁美华俊向锦武张仲寅
- 关键词：翼型失速特性续航性升力飞行器
- 跨音速设计空气动力学与机翼设计
- 讨论现代设计空气动力学领域的跨音速机翼设计问题，介绍了一咱基于ＮＳ方程，欧拉／速势方程加混合附面层修正的跨音速气动设计和计算软件组合及其在跨音速机翼、翼剖面设计中的庆用，文章还探讨了对正计算方法的验证总理２，列举了若干超...
- 华俊杨青真孔繁美付大卫刘积仓
- 关键词：机翼设计
- 大上翘角机身后体流动机理研究被引量：13
- 2002年
- 通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖至尾迹区 ;这种分离流动是导致大上翘角后体阻力增加的主要原因。
- 孔繁美华俊冯亚南邱栋邓学蓥
- 关键词：旋涡飞机机身数值模拟
- 计及尾涡收缩的螺旋桨性能计算和优化设计
- 主要工作包括:1.在螺旋桨固定尾涡模型升力面涡格法基础上,建立自由尾涡模型,引进涡核诱速修正,构造一种自由尾涡分析计算的松驰迭代格式,发展出了计及尾涡收缩的螺旋桨性能计算的升力面涡格法软件.算例验证表明,算例计算结果有很...
- 孔繁美
- 关键词：螺旋桨自由涡涡格法升力面优化设计
- 绕细长旋成体非对称涡非定常性的实验研究被引量：7
- 2002年
- 详细地给出了尖锥头和椭球头细长旋成体大迎角绕流非对称侧向力的时均值和脉动值的实验结果,特别是检测了侧向力低频大振幅分量的脉动特性。实验结果表明,在迎角0°～40°范围内时均升力系数和阻力系数实验结果和由横流理论预测的结果基本一致,时均侧力系数存在的迎角范围及其最大值尖锥头明显大于椭球头旋成体。由侧力瞬时值的时间过程表明,细长体大迎角绕流非对称背涡具有明显的非定常特征(即使在中等迎角30°～40°情况下,绕流就表现为非定常的),反映在侧力系数过程线上是一个非周期的随机过程,由不同频率和振幅的分量组成。其中,低频大振幅分量由分离涡核的振动引起,中等频率分量由类似于Karman涡的脱落引起,高频小振幅分量主要由分离剪切层中的小尺度湍涡(eddies)和来流湍流度引起。实验还发现,虽然随迎角的增加,低频分量的振幅不断增大,但主频基本保持不变,对于尖锥体约1.0Hz,对于椭球体约2.0Hz。
- 刘沛清邓学蓥孔繁美
- 关键词：细长旋成体非对称涡非定常性绕流
- 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
- 几何和流动参数对上翘后体阻力系数的影响被引量：7
- 2003年
- 利用N S方程对 9个上翘后体模型进行了气动力计算 ,主要研究后体几何参数和流动参数对上翘后体阻力系数的影响 .研究结果表明 ,后体的压差阻力系数分别随上翘角、收缩比的增加及迎角的减小而明显增加 ;后体摩擦阻力系数分别随后体的长细比的增加和雷诺数的减小而增加 ;后体越扁平 ,其压差阻力系数越大 ;在跨音速时 ,波阻系数也与上翘角有关 ,上翘角增加会导致波阻系数进一步加大 .
- 孔繁美华俊冯亚南邱栋
- 民机上翘后体绕流流型的实验研究被引量：6
- 2003年
- 针对民机上翘后体绕流特性为研究目标,在D 1风洞应用油流显示、空间烟线显示、烟线/激光片光显示和测压等多种实验手段,着重研究在不同迎角下,上翘角对后体分离流型的影响。显示实验结果表明随着模型由负迎角向正迎角改变,后体流型按照物面油流图画的表现形式分为上主分离线流型、无主分离线流型和下主分离线流型,对应的空间涡系则称为下涡系、无涡系和上涡系。在相同的迎角下上翘角大的后体分离强于上翘角小的后体。上翘角的存在引起的后体局部迎角改变是上涡系和下涡系产生机理不同的根本原因。
- 黄涛邓学蓥王延奎李福田孔繁美
- 关键词：民用飞机旋涡
- 机身上翘后体绕流与阻力分析被引量：6
- 2003年
- 基于N S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明,后体在零迎角时存在三种流型:附着流型、分离涡流型和底部分离流型;影响阻力最大的几何参数是后体收缩比,其次是上翘角;收缩比ηA较大时(如ηA≥0.5),会产生很大的底阻;上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小时(即尾部较尖)使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小,从而可实现最小的后体阻力。因此,首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。
- 孔繁美华俊邓学蓥冯亚南邱栋
- 关键词：旋涡
