刘大伟
- 作品数：32 被引量：32H指数：4
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术水利工程更多>>
- 一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的V型尾支撑装置
- 本发明公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、...
- 许新刘大伟陈德华黄勇张守友田正波赵忠彭鑫李强姜明杰武斌涂梦蕾熊贵天李阳
- 文献传递
- 一种跨声速风洞透气壁模型的数值模拟研究被引量：1
- 2021年
- 宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象。针对宽体客机标模在FL-26风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究0.8≤Ma≤0.92范围内的模型洞壁干扰耦合效应。结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量。
- 牟斌王建涛黄勇肖中云刘大伟
- 关键词：宽体客机洞壁干扰风洞试验
- CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究被引量：13
- 2019年
- 大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。
- 李强刘大伟许新许新
- 关键词：大展弦比风洞试验高速风洞气动特性
- 大型暂冲式跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究
- 条带支撑具有不破坏模型尾部气动外形、支撑刚度好、气动干扰小、试验范围广等优点,本文在2.4米暂冲式跨声速风洞中研制了条带悬挂支撑系统。主要包括条带支撑、控制系统、天平设备、标模及试验段的研制。系统研制成功后.在2.4米跨...
- 陈德华刘大伟尹陆平师建元彭超
- 关键词：跨声速风洞控制系统试验段
- 文献传递
- 一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用
- 本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正...
- 陈德华许新刘大伟尹陆平彭超师建元饶正周李强史晓军
- 文献传递
- 跨声速风洞试验支撑装置
- 本实用新型公开了一种跨声速风洞试验支撑装置，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本实用新型通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试...
- 陈德华唐良锐许新刘大伟姜明杰刘光远彭鑫李强史晓军
- 文献传递
- 基于风洞试验的超临界翼型雷诺数效应研究
- 在NF-6风洞中对一种典型的超临界翼型进行了变雷诺数试验,以研究超临界翼型气动特性的雷诺数效应.试验通过翼面和尾迹测压,获得了翼型的压力系数分布,升阻及俯仰力矩特性等.试验马赫数范围为Ma=0.6-0.8,基于翼型弦长的...
- 刘大伟陈德华王元靖
- 关键词：超临界翼型雷诺数风洞试验
- 文献传递
- 基于风洞试验的超临界翼型雷诺数效应研究
- 在NF-6风洞中对一种典型的超临界翼型进行了变雷诺数试验,以研究超临界翼型气动特性的雷诺数效应。试验通过翼面和尾迹测压,获得了翼型的压力系数分布,升阻及俯仰力矩特性等。试验马赫数范围为Ma=0.6-0.8,基于翼型弦长的...
- 刘大伟陈德华王元靖
- 关键词：超临界翼型雷诺数风洞试验
- 文献传递
- 基于风洞试验的超临界机翼表面流动雷诺数影响
- 在2.4米跨声速风洞中对某典型超临界机翼进行了变雷诺数试验,以研究超临界机翼表面流动特征的雷诺数影响。风洞通过增压方式运行,获得了不同雷诺数条件下的机翼表面压力分布;通过在模型表面粘贴粗糙带,研究了固定转捩与自由转捩对结...
- 许新刘大伟陈德华姜明杰彭鑫
- 关键词：超临界机翼风洞试验雷诺数激波
- 文献传递
- 大飞机高速风洞试验数据影响因素分析研究
- 大飞机具有尺度大、采用大展弦比超临界机翼和收缩船尾、飞行雷诺数高等特点,导致其缩尺模型风洞试验结果与全尺寸飞行值存在差异。必须深入掌握影响大飞机气动特性的相关因素,以便对风洞试验结果进行修正。通过对风洞试验中雷诺数、模型...
- 陈德华刘大伟许新李强
- 关键词：大飞机风洞试验
- 文献传递
