李亚臣
- 作品数：19 被引量：78H指数：6
- 供职机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院流体力学研究所更多>>
- 发文基金：国防科技重点实验室基金国防科技技术预先研究基金高等学校骨干教师资助计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究
- 在风洞和水槽中通过测压、流动显示和PIV等多种实验手段,系统地研究了NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性,深入研究了安装角、安装位置、锯齿形状以及Re数等的综合影响,得到决定其增升特性的主要因素为其有效迎风面积,...
- 李亚臣王晋军
- 关键词：GURNEY襟翼翼型风洞实验PIV
- 文献传递
- 发散后缘与Gurney襟翼对超临界翼型影响的实验研究
- 在M=0.7、特征长度取为1米的实验Re数为2.1×10<'6>的条件下进行了发散后缘与Gurney襟翼对超临界翼型气动特性影响的实验研究,同时还进行了后缘发散翼型Gurney襟翼增升特性研究.实验中共采用了四种Gurn...
- 李亚臣王晋军
- 关键词：GURNEY襟翼超临界翼型风洞试验
- 文献传递
- Gurney襟翼对大后掠三角翼气动特性影响的实验研究被引量：2
- 2004年
- 本文通过风洞实验研究了Gurney襟翼对 70°大后掠角平板三角翼低速气动特性的影响 (基于三角翼根弦长的实验雷诺数为 3.16× 10 5) .实验结果表明 ,Gurney襟翼对以涡升力为主的平板三角翼仍有明显的增升作用 ;在较大的升力系数下 ,Gurney襟翼使相同升力系数下的阻力系数降低 ,从而使三角翼升阻比增加 ;相对高度为 2 .0 %、2 .5 %的Gurney襟翼带来的升阻比相对增量最突出 ,可达 4 0
- 展京霞王晋军李亚臣
- 关键词：风洞实验三角翼升力系数升阻比GURNEY襟翼
- 超临界翼型Gurney襟翼增升实验研究被引量：11
- 2003年
- 在FL 2 1风洞中进行了高速情况下Gurney襟翼对超临界翼型增升实验研究 .0 .5 %C、1 .0 %C、1 .5 %C和 2 .0 %C高度的Gurney襟翼分别使翼型最大升力系数提高了 6.0 %、1 2 .4%、2 1 .7%和 2 2 .3%,其中 ,1 .5 %C高度的Gurney襟翼使翼型获得了 33.2 %的最大升阻比增量 .其增升机理则是由于Gurney襟翼前表面压力增强 ,而其下游底部吸力增加 。
- 李亚臣王晋军樊建超张林
- 关键词：超临界机翼增升装置风洞试验GURNEY襟翼
- 三角翼Gurney襟翼增升实验研究被引量：14
- 2002年
- 在北航D1风洞中进行了Gurney襟翼对40°三角翼气动特性影响的实验研究,基于根弦长的实验雷诺数Re为250,000。实验采用的Gurney襟翼高度为1%-5%根弦长,侧滑角分别为0°、5°、10°和20°。与不加Gurney襟翼的光滑三角翼相比,Gurney襟翼在中高升力系数条件下可以提高三角翼的升阻比,其中尤其以1%弦长Gurney襟翼最为显著;改变侧滑角将削弱Gurney襟翼的增升作用。
- 李亚臣王晋军
- 关键词：三角翼GURNEY襟翼升阻比风洞实验
- GURNEYFLAP增升研究综述被引量：11
- 2000年
- 李亚臣王晋军
- 锯齿型扰流片对壁面压力分布的影响
- 通过风洞测压实验研究了绕平板扰流片和锯齿扰流片分离流动的壁面压力分布,结果表明平板扰流片和锯齿扰流片均在上游x/h=-0.6处剪切层开始分离,并再附于下游x/h≈20的位置。锯齿扰流片横向位置的变化对壁面平均压力分布几乎...
- 张攀峰王晋军李亚臣
- 文献传递
- Gurney Flap对三角翼气动特性影响的实验研究
- 在北航D1风洞中进行了Gurney flap对三角翼气动特性影响实验研究,在雷诺数为250 000的条件下对不同高度的平板型Gurney flap在不同实验状态下得到的实验结果表明,Gurney Flap在中大升力系数条...
- 李亚臣王晋军
- 关键词：升阻比风洞实验
- 文献传递
- Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究
- 该文采用风洞测力、风洞测压、水洞流态显示、水洞粒子图像测速等多种实验手段，针对二元翼型、三维机翼（三角翼）和三翼面布局飞机，在低速或高速实验条件下，深入研究了Gurney襟翼高度、形状、安装角、安装位置、Re数等多方面因...
- 李亚臣
- 关键词：GURNEY襟翼翼型机翼风洞实验
- 文献传递
- 平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究被引量：20
- 2003年
- 在Ｒｅ为 2 1× 1 0 6情况下进行的ＮＡＣＡ0 0 1 2翼型Ｇｕｒｎｅｙ襟翼增升效应风洞实验研究表明 ,Ｇｕｒｎｅｙ襟翼可使升力有很大提高 , 0 5%平均气动弦长襟翼在ＣＬ>1 0后即可提供较高的升阻比 ,当ＣＬ =1 3 5时 ,2 %平均气动弦长襟翼获得了 3 5%的最大升阻比增量 ;翼型表面压力分布结果显示 ,Ｇｕｒｎｅｙ襟翼增加了上翼面的吸力 ,同时下翼面压力增强 ,因而升力提高 ;尾流速度型显示Ｇｕｒｎｅｙ襟翼导致流经上翼面的流体在其后有明显下偏转 ,这表明翼型有效弯度增大了 ;襟翼上开出锯齿会同时导致升力和阻力下降 ,但升阻比是否会提高则应视其是否更接近最佳高度的有效迎风面积。Ｇｕｒｎｅｙ襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况 (如起飞、降落等 ) ,在中小升力系数情况下不宜使用。
- 李亚臣王晋军张攀峰
- 关键词：翼型GURNEY襟翼风洞实验
