杨立芝
- 作品数：12 被引量：32H指数：4
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- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 绕三角翼大迎角非定常气动力特性研究
- 采用数值计算方法,对三角翼纵向静态和动态两种情况下的流场结构进行了计算,结合相关的理论和实验研究结果,建立了对大迎角旋涡流场结构进行定性与定量分析的方法,在此基础上,对三角翼受到横侧小扰动情况下的流场结构和气动力特性进行...
- 杨立芝高正红
- 关键词：大迎角旋涡运动非定常气动力战斗机
- 文献传递
- 大迎角气动力数值模拟及建模研究
- 大迎角飞行与机动是现代战斗机的重要特征之一，能够准确地模拟大迎角非定常流场结构及预测相应的大迎角非定常气动力特性，对现代战斗机及其控制系统的设计至关重要。本文采用数值计算方法，通过求解三维N-S方程，分别对绕机翼、机翼—...
- 杨立芝
- 关键词：N-S方程大迎角非定常气动力系统辨识参数估计
- 三角翼大迎角俯仰运动气动特性数值研究
- 2009年
- 应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对76°后掠角三角翼作大迎角俯仰运动时的动态气动力系数进行计算,研究三角翼以不同频率进行大迎角俯仰振动和在不同迎角范围内进行俯仰振动的非定常气动力系数变化特征,对减缩频率和振动所在的迎角范围对三角翼动态非定常气动力迟滞特性的影响进行分析.计算结果表明,在三角翼作大迎角俯仰谐振荡过程中,升力、阻力和俯仰力矩系数曲线都形成明显的滞环,且随着减缩频率增加,所产生的迟滞特性明显增强;在同一减缩频率下,三角翼在较大迎角范围内作周期振动时,所表现的迟滞特性明显不同.
- 杨立芝王明海高正红
- 关键词：大迎角非定常气动力旋涡运动
- 高速风洞支架干扰数值修正研究被引量：9
- 2001年
- 提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模型纵向气动力干扰量的数值计算方法 ,从跨声速全位势积分方程出发 ,编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM 0 3模型两个算例的计算 ,讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响 ,并对GBM 0 3模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的 ,可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。
- 杨立芝李俊甫董军
- 关键词：飞行器模型空气动力学
- 三角翼动态大迎角气动力特性数值分析研究被引量：3
- 2005年
- 采用数值计算方法,对三角翼从 0°上仰至 90°的动态流场和气动力特性进行了计算,并对俯仰角速度对三角翼流场和气动力特性的影响进行了计算分析。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征。结果表明,随着机翼俯仰角速度的提高,前缘分离涡破裂位置相对滞后,机翼升力和阻力系数明显增加,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强。
- 杨立芝高正红
- 关键词：大迎角旋涡运动
- 绕三角翼纵向俯仰大迎角气动特性计算研究被引量：10
- 2003年
- 采用数值计算方法,对三角翼从0°上仰至90°的动态流场结构进行了计算,在此基础上,对三角翼在上仰过程中受到横侧小扰动情况下的流场结构和气动力特性进行了计算研究。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征,并对受到横侧小扰动后横侧运动的稳定性进行了计算与分析。结果表明,机翼的上仰运动延迟了机翼上翼面旋涡的破裂。同时,随着机翼俯仰角速度的提高,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强,机翼运动的稳定性也明显提高。
- 杨立芝高正红
- 关键词：空气动力学旋涡运动大迎角
- 导弹纵向俯仰气动特性数值分析被引量：4
- 2009年
- 应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了某型巡航导弹的静、动态绕流流场和空气动力特性。湍流模型应用修正后的B-L代数湍流模型。以细长旋成体绕流流场为例进行数值计算,并和实验数据相比较,验证了本文方法的可靠性,在此基础上,开展了某型巡航导弹绕不同转轴和以不同频率进行俯仰振动的非定常气动力迟滞特性研究。计算结果表明,当导弹作快速俯仰振动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性。并且,导弹的非定常气动力迟滞特性随振动频率的增大变化明显,且气动力迟滞曲线随着振动轴位置的变化而变化。
- 杨立芝王明海高正红
- 关键词：非定常流动
- 三角翼大迎角流场结构和气动力特性的计算分析研究被引量：2
- 2005年
- 采用数值计算方法对亚音速三角翼纵向及带有小侧滑和横侧小扰动情况下的流场结构进行了计算,利用数值计算所得到的大迎角流动流场数据,结合相关的实验研究结果,建立了对大迎角旋涡流场结构进行定量分析的方法· 给出了三角翼大迎角情况下相应的气动力、力矩系数,以及机翼前缘分离涡轴线位置和旋涡破裂位置随迎角的变化规律,并对带有小侧滑和横侧小扰动情况下对横侧力矩的影响进行了计算与分析· 计算结果表明,在前缘分离涡破裂前的上游旋涡区内,前缘分离涡轴线基本保持为直线,且随着迎角增加,前缘分离涡轴线位置愈靠近翼根,并远离翼面;在前缘分离涡破裂的初始阶段,于旋涡轴线处,压力系数会迅速增加,沿涡轴线方向速度迅速减小,在垂直于流向的截面内,愈靠近涡轴线处,沿涡轴线方向速度愈小,甚至出现负值,说明沿涡轴线方向出现回流· 当绕机翼上表面前缘分离涡破裂后,将会导致横侧运动不稳定,如果受到小扰动。
- 杨立芝高正红
- 关键词：大迎角旋涡运动
- 绕三角翼大迎角俯仰运动气动特性计算研究
- 采用数值计算方法,通过求解三维N-S方程,对760后掠角三角翼进行大迎角俯仰机动过程中的动态流场及气动力特性进行了计算,分析了俯仰角速度对流场结构和气动力系数的影响。结果表明,当俯仰角速度较低时,在大迎角下机翼上翼面流动...
- 杨立芝高正红
- 关键词：大迎角旋涡运动
- 文献传递
- 三角翼大迎角流场结构和气动力特性的数值分析研究被引量：1
- 2004年
- 采用数值计算方法对亚音速三角翼纵向及带有小侧滑情况下的流场结构和气动力特性进行了计算。文中给出了三角翼大迎角纵向情况下气动力、机翼前缘分离涡轴线位置和旋涡破裂位置随迎角的变化规律 ,以及带有横侧小扰动和小侧滑情况下流场结构的非对称性对气动力的影响。
- 杨立芝高正红
- 关键词：大迎角旋涡运动
