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杨青

作品数：21 被引量：63H指数：5
供职机构：西北工业大学动力与能源学院翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室更多>>
发文基金：国家自然科学基金中国博士后科学基金陕西省自然科学基金更多>>
相关领域：航空宇航科学技术建筑科学理学一般工业技术更多>>

合作作者

文献类型

  • 16篇期刊文章
  • 5篇会议论文

领域

  • 19篇航空宇航科学...
  • 1篇建筑科学
  • 1篇一般工业技术
  • 1篇理学

主题

  • 10篇抖振
  • 8篇双垂尾
  • 8篇双垂尾抖振
  • 8篇垂尾
  • 6篇气动
  • 6篇边条
  • 6篇边条涡
  • 5篇气动弹性
  • 4篇数值模拟
  • 4篇风洞
  • 4篇风洞实验
  • 4篇EULER方...
  • 4篇颤振
  • 4篇值模拟
  • 3篇音速
  • 3篇数值模拟研究
  • 3篇静气动弹性
  • 3篇跨音速
  • 3篇风洞实验研究
  • 3篇CFD

机构

  • 21篇西北工业大学
  • 4篇中国飞机强度...
  • 1篇华中科技大学

作者

  • 21篇杨青
  • 16篇杨永年
  • 9篇李劲杰
  • 6篇史爱明
  • 5篇牟让科
  • 5篇齐丕骞
  • 4篇张积亭
  • 4篇叶正寅
  • 2篇梁强
  • 2篇闫锋
  • 1篇李建英
  • 1篇王涛
  • 1篇张伟伟
  • 1篇叶坤
  • 1篇夏巍
  • 1篇肖春生
  • 1篇岑梦希

传媒

  • 5篇西北工业大学...
  • 3篇空气动力学学...
  • 2篇第九届全国空...
  • 1篇力学学报
  • 1篇振动与冲击
  • 1篇航空学报
  • 1篇计算物理
  • 1篇强度与环境
  • 1篇结构强度研究
  • 1篇飞行力学
  • 1篇实验流体力学
  • 1篇第十一届全国...
  • 1篇第九届全国振...

年份

  • 1篇2012
  • 1篇2011
  • 1篇2009
  • 1篇2008
  • 3篇2007
  • 5篇2006
  • 8篇2005
  • 1篇2004
共 21 条 记 录，以下是 1-10
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排序方式：
边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力风洞实验研究被引量：8
2006年
对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围：10°-40°，风速：50m／s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力，并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。实验同时测量了垂尾根部应变、翼尖前缘及后缘的加速度响应。实验结果表明，通过不同测量方法得出的垂尾抖振响应规律一致，得到的垂尾抖振起始迎角相同，这表明垂尾的抖振响应是由边条涡破裂流作用在垂尾表面的脉动载荷引起的；随迎角增大，边条涡破裂流的能量不断增加，且越来越集中于低频范围，但当迎角过大时，边条涡的破裂点远离垂尾，破裂涡的能量耗散很大，从而作用在垂尾表面的脉动载荷减弱。
李劲杰杨青杨永年牟让科齐丕骞张积亭
关键词：双垂尾抖振边条涡
基于CFD的静气动弹性优化设计方法被引量：3
2005年
以三维Navier Stokes方程为控制方程 ,数值计算弹性机翼跨音速气动力 ,耦合结构静平衡方程 ,研究弹性机翼的静气动弹性变形和真实载荷分布 ,并在此基础上 ,对机翼的型架外形进行基于静气动弹性的多学科的优化设计 (MDO) ,以及对机翼进行基于总升力不变的飞行姿态确定 ,以满足弹性机翼在飞行时的品质设计要求。以某后掠机翼为例 。
杨青梁强杨永年
关键词：气动弹性跨音速飞行姿态MDONAVIER-STOKES方程
边条翼布局流场及其双垂尾抖振特性研究被引量：6
2006年
对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究.实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行.实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态.测试迎角范围10°～35°,风速4 m/s.通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现：垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关.从而得出结论：边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因.
李劲杰杨青肖春生杨永年牟让科张积亭齐丕骞
关键词：边条涡双垂尾抖振
超临界翼型的跨声速颤振特性研究被引量：2
2004年
采用 Navier- Stokes方程和二元弯 -扭颤振运动方程耦合 ,用时间推进方法计算结构响应的时间历程 ,从而得到超临界翼型的跨声速颤振特性。研究了结构参数完全相同的 3个超临界翼型( RAE2 82 2 ,DFVLR- R2和 NPU- 3)的跨声速颤振特性。为了对比 ,同时计算了 NACA0 0系列的 3个翼型 ( NACA0 0 1 2 ,NACA0 0 0 8,NACA0 0 0 4 )的跨声速颤振特性。研究结果表明 ,翼型形状对颤振特性有明显的影响 ,相对厚度较小的翼型颤振速度较高 ;厚度基本相同时 ,超临界翼型的颤振速度高于 NACA0 0系列翼型 ;跨声速范围内 ,由于气动力的非线性影响 。
杨青闫锋杨永年
关键词：超临界翼型NAVIER-STOKES方程
基于CFD方法的抖振数值模拟研究
本文对一边条翼布局的双垂尾抖振进行较为深入的数值模拟研究。在0.2马赫数下,进行了迎角从10°至40°非定常流场模拟。基于CFD技术的非定常Euler方程,计算了各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根...
史爱明杨永年叶正寅杨青
关键词：CFD抖振尾涡
文献传递
边条翼布局双垂尾抖振试验研究
2011年
边条翼布局双垂尾抖振实验研究包括四个方面：边条翼布局双垂尾抖振特性实验研究、边条翼布局双垂尾抖振的发生机理实验研究、边条翼布局双垂尾抖振的表面压力测量实验、边条翼布局各主要参数对双垂尾抖振响应的影响研究。通过实验对边条翼布局双垂尾抖振特性进行了全面的研究，了解了边条翼双垂尾抖振响应的特点、引发双垂尾抖振的主要因素及边条翼各主要参数对双垂尾抖振响应的影响规律等，为以后工程实践提供了很好的参考。
牟让科张积亭杨青史爱明
关键词：边条翼双垂尾抖振边条涡
飞机着陆过程中提高气动性能的一种新方法被引量：1
2012年
为了提高飞机在着陆过程中的气动性能,提出了一种新方法:将翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,通过活动部分在上翼面形成一个台阶产生稳定的驻涡,再联合Gurney襟翼,达到同时提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上对上述方法进行了验证。结果表明,翼型最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到2.160 687,最大升力系数所对应的迎角可以从原始翼型的17°提高到20°。可见,所提出的新方法对提高飞机的着陆性能是有效的。
岑梦希叶正寅叶坤杨青
关键词：翼型分离涡GURNEY襟翼驻涡
边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟被引量：12
2007年
对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°-40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明：该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。
李劲杰杨青杨永年
关键词：双垂尾抖振EULER方程涡破裂
跨音速气动弹性现象的若干问题研究
由于CFD技术的发展为跨音速气动弹性现象的研究提供了一种可行的技术的途径.利用Euler和N-S方程计算跨音速气动力,然后求解气动弹性方程,获得飞行器跨音速气动弹性特性是种有效的分析方法.本文利用这种方法研究了飞行器跨音...
杨永年杨青史爱明李劲杰王涛
关键词：静气动弹性阵风响应跨音速颤振CFD技术
文献传递
基于ROM技术的阵风响应分析方法被引量：12
2008年
阵风响应分析是大型飞机设计过程中必不可少的环节,现有的阵风响应分析主要采用基于线化升力面理论的气动力模型,不能考虑到各种非线性效应,不适合于跨音速气动弹性的分析.基于CFD技术,采用系统辨识方法,在状态空间内建立了降阶的非定常气动力模型(reduced order model,ROM).耦合结构运动方程、非定常气动力模型(结构运动)、外激阵风的气动力模型,建立了基于CFD技术的阵风响应分析模型.算例研究了某一典型机翼在方波激励下的阵风响应问题,对比了各阶模态位移的响应以及翼根弯矩的响应.基于ROM技术的计算结果与CFD/CSD直接耦合仿真结果吻合,证明了该方法的正确性和精度.
张伟伟叶正寅杨青史爱明
关键词：CFD系统辨识ROM阵风响应气动弹性分析
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