王延奎
- 作品数：118 被引量：159H指数：8
- 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文化科学自动化与计算机技术更多>>
- 腹部支撑对矢量喷流干扰特性影响的计算研究
- 本文采用数值模拟方法,初步计算研究了一种简化飞机布局有/无支撑、有/无喷流情况下的气动特性,并给出了初步的分析结果.计算结果表明:(1)腹部支架的阻挡作用会改变飞机的绕流形态随迎角的变化特性.因此,在进行风洞喷流实验时,...
- 王延奎于晓伟张东俊邓学蓥
- 关键词：矢量喷流气动干扰
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- 脉冲吹气控制舵面流动分离的相似参数研究
- 飞机机翼气动舵面偏角较大时会产生严重的气流分离，从而导致舵面气动控制效率降低，影响飞机的飞行控制。本文在分析舵面流动分离特性及连续吹气控制效果的基础上，提出了采用脉冲吹气对舵面流动分离实施流动控制的新技术;并基于脉冲吹气...
- 王延奎吴鹏邓学蓥田伟郑玮琳
- 关键词：动力学参数飞机机翼
- 文献传递
- 旋成体非对称涡Re数效应的分区性态研究
- 本文利用尖拱形头部其长细比为3.0,其后为圆柱段,整体长细比为6.0的旋成体模型在北京航空航天大学流体力学研究所D4低速风洞和西北工业大学翼型、叶栅重点实验室NF-3风洞中进行了大攻角非对称涡绕流的ReD数效应及其分区性...
- 邓学蓥马宝锋陈莹柏楠王延奎
- 关键词：空气动力学非对称涡流动人工转捩大迎角
- 文献传递
- 旋成体头部扰动对非对称背涡特性的影响
- 本文在尖拱形细长旋成体的大迎角(α=50°)流动中通过低速风洞测压实验研究了头部设置的人工扰动对非对称背涡双稳态流动结构的影响特性及其扰动机理.实验是在雷诺数Re<,D>=1×10<'5>的亚临界范围内进行的.实验结果的...
- 陈学锐邓学蓥王延奎刘沛清
- 关键词：非对称涡细长旋成体空气动力学大迎角
- 文献传递
- 高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究被引量：11
- 2004年
- 采用数值模拟方法研究在设计点 (马赫数 6,迎角 0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性 ,以及在非设计点时该乘波体的气动特性 ,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性 .研究表明 :基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的 ;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时 ,可得到乘波体最大升阻比为 3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案 ;
- 张东俊王延奎邓学蓥
- 关键词：升阻比气动构型气动特性乘波体单级入轨
- 模型俯仰/摇滚运动下速度/压力联合同步测量方法及装置
- 本发明是一种对俯仰-摇滚两自由度动态模拟运动控制过程中，对模型运动轨迹、物面压力和空间速度场联合同步测量的实验方法。通过工控机同时驱动俯仰运动机构和模型支杆，分别带动模型使其按预先设定的轨迹进行俯仰和摇滚运动，当运动到需...
- 马宝峰邓学蓥徐思文王延奎李岩
- 亚临界雷诺数细长体绕流流态随迎角的变化和分区被引量：12
- 2003年
- 通过在北航1.2m水洞中利用染色液显示和激光片光技术的显示实验以及在西工大NF-3风洞中进行的表面测压实验,对拱形头部细长旋成体在无侧滑条件下的流场结构和流动特性随着迎角的变化进行了实验研究。在流动显示和测压结果分析的基础上,对迎角从0°到90°范围内绕细长体的流动进行了流态分区,即细长体绕流经历6种流态:极小迎角下(0°≤α≤3°)物面附着绕流流态、小迎角下(3°<α≤25°)背部对称旋涡流态、中等迎角下(25°<α≤40°)背部2个非对称旋涡流态、大迎角下(40°<α≤60°)的非对称多涡系复杂流态、特大迎角下(60°<α<75°)背部多个旋涡依次破裂的流态、极大迎角下(75°≤α≤90°)背部类卡门涡街(或随机尾迹)流态。阐述了不同区域的流动特性和气动特性。
- 王刚邓学蓥王延奎陈学锐
- 关键词：细长旋成体大迎角空气动力学
- 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：7
- 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
