吴军强
- 作品数：36 被引量：107H指数：6
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术更多>>
- 弹射座椅稳定伞高速风洞动态测力试验研究被引量：2
- 2003年
- 为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL 24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验。笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等。试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的。
- 杨贤文吴军强
- 关键词：测力试验动态特性数据处理
- 2.4m跨声速风洞Re数模拟能力及其应用被引量：3
- 2008年
- Re数对飞行器气动特性的影响十分复杂,基于风洞试验的Re数效应预测很大程度上依赖于风洞的变Re数试验能力。综述了2.4m跨声速风洞的Re数模拟能力,并给出了某型无人机和某型战斗机在2.4m风洞的变Re数试验结果以及战斗机大迎角气动特性的Re数效应试验结果,表明了2.4m风洞的Re数模拟能力能够较好地预测Re数对飞行器气动特性的影响趋势,大迎角试验时,基于机头端部直径的试验Re数能达到超临界范围。
- 钟世东吴军强魏志王瑞波杨可
- 关键词：跨声速风洞风洞试验
- CHN-T2标模跨声速抖振特性及雷诺数效应研究
- 2024年
- 新一代客机具有较高的巡航速度,跨声速抖振和雷诺数效应研究是其气动设计中的关键一环。采用基于k-ωSST湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术的高精度数值模拟方法,针对CHN-T2宽体客机气动标模开展了相关研究,并基于非定常计算明确了CHN-T2标模在巡航马赫数Ma=0.85、飞行雷诺数Re=5×10^(7)工况下的抖振始发迎角约为4.4°。结果表明,CHN-T2标模机翼在抖振超临界迎角下同时存在由激波弦向振荡主导的低频成分(St=0.0297)和由翼根尾缘复杂高压区主导的高频成分(St=0.314)。在雷诺数效应方面,从风洞实验雷诺数(Re=5×10^(6))到飞行雷诺数(Re=5×10^(7))巡航状态下,CHN-T2机翼激波位置后移约10%当地弦长,附面层高度降低1/2~1/10,进而引发升/阻力系数发生明显变化。升力系数和摩阻系数的雷诺数效应不随迎角改变,而压阻系数的雷诺数效应与迎角线性相关。同时,雷诺数变化会显著影响抖振非定常流场求解,过低的模拟雷诺数会导致激波振荡消失。
- 豆子皓吴军强高传强张伟伟
- 关键词：跨声速抖振边界雷诺数效应
- 国内现有跨声速风洞满足大飞机试验需求情况的评估分析
- 本文在简要介绍我国大飞机气动布局特点和对跨声速风洞试验需求的基础上,分析了国内现有跨超声速风洞的使用情况,从试验能力、试验质量、试验效率等三个方面对现有风洞满足大飞机试验需求的情况进行了评估分析,论述了加强现有2.4米暂...
- 吴军强徐来武
- 关键词：跨声速风洞风洞试验大型飞机飞机测试
- 文献传递
- 公务机机翼气动外形优化研究被引量：1
- 2022年
- 随着世界经济贸易的发展,轻中型公务机愈发受到客户的青睐。为了进一步提升高速涡扇公务机的总体气动性能,采用基于全速势方程的流场快速求解方法,集成序列二次规划(SQP)优化算法和类函数/型函数变换(CST)自由变形(FFD)方法,对某轻中型高速涡扇公务机机翼进行多点优化设计研究,并对优化结果进行对比分析。结果表明:优化后公务机全机阻力系数明显减小,阻力发散特性得到了显著改善,优化方法有效引导了机翼气动外形有利变化。
- 马晓永吴军强肖云雷张彦军程志航秦何军苗帅
- 关键词：机翼气动外形优化数值模拟
- 2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究被引量：8
- 2004年
- 介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。
- 吴军强范召林贺中王元靖
- 关键词：高速风洞大迎角
- 2.4米跨声速风洞大攻角试验技术初步研究
- 2.4米风洞大攻角机构调试试验于2003年9月完成。调试试验先后使用了CT-1、某三代机和某四代机等三个模型对机构的各项性能指标参数进行了动态调试。调试结果表明:机构的实际指标达到并局部超过了设计指标:大攻角标模（CT-...
- 吴军强王元靖
- 关键词：大攻角
- 文献传递
- 2.4米跨声速风洞大攻角试验技术初步研究
- 2.4米风洞大攻角机构调试试验于2003年9月完成.调试试验先后使用了CT-1、某三代机和某四代机等三个模型对机构的各项性能指标参数进行了动态调试.调试结果表明:机构的实际指标达到并局部超过了设计指标;大攻角标模(CT-...
- 吴军强王元靖
- 关键词：大攻角跨声速风洞
- 文献传递
- 大攻角流动的非定常特性分析被引量：4
- 2007年
- 本文首先通过动态测量手段研究了大攻角流场中的能量成分,分析了各种成分引发的非定常性对大攻角流动的影响。结果表明大攻角流动本身是一种“涡行为”,非定常性对大攻角流动非对称性的影响较弱,影响大攻角流动的本质因素是涡的动力不稳定性对于前体不确定小扰动的响应。
- 王元靖范召林吕全洲贺中吴军强
- 关键词：大攻角非定常性
- 高速大攻角Re数效应试验与分析被引量：2
- 2007年
- 采用两个尺度不同的某战斗机模型,在2.4m高速风洞中进行了大攻角Re数效应试验研究。试验攻角范围为0°-70°,基于前机身端部当量直径的ReD=0.42×10^6-2.27×10^6。试验结果表明,Re数对大攻角试验数据影响明显;表面微几何效应、M数同样对大攻角气动特性也有一定影响;模型头部贴＂八＂字形粗糙带可以减弱Re数的影响,却不能获得高Re数下的试验结果。
- 贺中范召林吴军强王元靖
- 关键词：大攻角
