巴玉龙
- 作品数：10 被引量：12H指数：3
- 供职机构：上海飞机设计研究院更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响被引量：1
- 2012年
- 通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响。实验结果表明:升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加。升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大。全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响。在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小。迎角α<16°以及α>38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加。操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为:升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖。进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系。
- 冯立好王晋军巴玉龙
- 关键词：无人机无尾操纵面纵向气动特性
- POD方法在风洞试验二维速度场分析中的应用被引量：3
- 2017年
- 针对风洞试验二维速度流场,构建了正交分解与流场重构的数学模型。通过对鼓包背风面PIV瞬时速度流场进行分解,发现阶数越低的模态对原始流场的能量贡献率越大,代表了流场中的低频、大尺度流动结构;反之,阶数越高的模态对原始流场的能量贡献率越小,代表了流场中的高频、小尺度流场结构等信息。通过对流场进行低维重构,发现前4阶重构流场几乎不受一些小尺度旋涡的影响,很清晰地显示了流场的主要结构。
- 巴玉龙
- 关键词：本征正交分解POD模态风洞试验
- 雷诺数对大型客机低速气动特性影响的试验研究被引量：3
- 2016年
- 在哈尔滨气动院FL-9增压风洞进行了某大型客机低速高雷诺数半模测力测压风洞试验,来流马赫数为0.2,增压范围为1~4个大气压。基于模型机翼平均气动弦长的雷诺数从2.9×106到11×106。以此为基础主要分析了雷诺数对机翼纵向气动力特性的影响,结果发现雷诺数对升力线斜率、最大升力系数、失速攻角和失速特性都有影响。相对于增升装置打开后的高升力构型,雷诺数对巡航构型的影响更明显。
- 巴玉龙白峰
- 关键词：雷诺数大型客机升力系数迎角
- 民用飞机前缘缝翼气动力特性SCCH试验研究被引量：1
- 2017年
- 针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响,在南京航空航天大学NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模(Swept constant chord half-model,SCCH)增升装置测力风洞试验研究。试验来流马赫数为0.2,基于机翼弦长的试验雷诺数为1.85×106。通过试验结果,重点分析了前缘缝翼的偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了起飞构型和着陆构型缝翼偏角及缝道的最佳组合参数。试验研究发现,缝翼偏角从18°增加到24°时,失速迎角和最大升力系数都增大,缝翼偏角从25°增加到31°时,失速迎角增大,最大升力系数没有明显的变化。起飞构型前缘缝翼最佳缝道宽度为1.5%~2.0%,最佳缝道搭接量为1.0%左右;着陆构型缝翼最佳缝道宽度为2.0%~2.5%,最佳缝道搭接量为-1.0%~0%。最佳缝道宽度随缝翼偏角的增加呈现增大趋势。
- 巴玉龙张召明
- 关键词：民用飞机增升装置前缘缝翼风洞试验升力系数
- 动力模拟风洞试验中标准推阻分解方法的适用性分析
- 2018年
- 从标准推阻分解方法(Standard-Bookkeeping-Method,简称SBM)的原理出发,分析了该方法在不同发动机模拟状态下的适用性。当发动机风扇压比高、喷管流动达到超音速(壅塞)状态时,动力模拟试验采用SBM方法计算质量流量和推力,其结果是正确的;当发动机风扇压比低、喷管流动为亚声速流动状态时,此时质量流量和动力模拟器的推力计算与外涵出口平面处的静压相关,SBM方法中喷口处静压Pe与前方来流静压P0相等的假设,导致计算中引入误差从而影响动力干扰分析。文中给出了不同静压差引起的质量流量和推力误差量,表明在动力模拟风洞试验中应测量外涵出口平面处的静压以获得可靠的动力干扰量。
- 陈莹巴玉龙王奇志郭传亮
- 关键词：涡轮动力模拟器风洞试验
- 一种双通道大型客机的高升力装置
- 本实用新型提出一种双通道大型客机的高升力装置，包括前缘缝翼、主翼和后缘襟翼，前缘缝翼的外侧形状与机翼翼型的前缘外形相同，主翼的前缘形状和前缘缝翼的内侧形状相同，主翼的后缘形状和后缘襟翼的头部形状相同，前缘缝翼的内侧形状与...
- 周广东申海荣巴玉龙张国栋刘沛清
- 文献传递
- 合成射流控制鼓包分离流动的数值模拟被引量：4
- 2012年
- 为了研究合成射流控制鼓包背风面分离流动的效果,采用商用流体力学软件FLUENT 6.3求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过分析鼓包壁面摩擦力系数分布、旋涡脱落结构以及射流孔口附近流动结构,揭示了合成射流对分离点不固定的流动分离的控制机理.结果表明:在分离点前施加合成射流可有效缩小回流区范围,涡脱落被施加的激励"锁定",涡脱落的频率等于合成射流的频率.此外,在本研究所考虑的情况下,动量系数越大,控制效果越好.从时均效果看,当施加最大吹气动量系数为0.3691%的合成射流时,分离泡长度减小了11%.
- 陈占军巴玉龙王晋军
- 关键词：合成射流鼓包
- 一种提高机翼升力的合成射流环量控制方法
- 一种提高机翼升力的合成射流环量控制方法，它有四大步骤；一、选择适用的合成射流激励器；二、在翼型或机翼后缘的Coanda表面上设置与翼型或机翼表面相切的狭缝；三、在翼型或机翼后缘的Coanda表面，采用多种形式布置合成射流...
- 张攀峰王晋军燕波巴玉龙戴晨峰
- 文献传递
- 民机高速风洞试验的阻力雷诺数效应修正
- 2015年
- 在飞机设计阶段,获得准确的气动特性数据对设计者是十分重要的,采用缩比模型的风洞试验是主要途径之一。但是风洞条件限制了试验的Re数,从而影响了对跨音速巡航阻力的评估,因此需要对风洞试验结果的阻力进行Re数效应修正。分析了风洞试验结果阻力的误差构成,提出了Re数效应修正的风洞试验数据基础;进一步就跨音速巡航阻力的构成进行分析,论述了对最小阻力和升致阻力分项修正的方法,并对修正结果进行了验证,得到了一种可靠的工程方法。
- 白峰巴玉龙
- 关键词：人工转捩
- 高速风洞模型支撑方式研究
- 2016年
- 为了合理选择模型支撑形式,在高速风洞进行了直支杆与Z-支杆两种支撑形式的支架干扰研究试验。结果发现,支架对模型带来不可忽略的干扰量,两种支撑形式对升力、阻力与力矩的干扰量随迎角基本上呈线性变化;直支杆由于距离模型较近,对模型尾部带来较大的影响。而Z-支杆对模型尾部影响较小,在全机与无尾两种状态下的干扰量较为相近。
- 巴玉龙白峰
- 关键词：风洞试验高速风洞
