刘大伟
- 作品数：33 被引量：38H指数：4
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：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：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术水利工程更多>>
- 一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的V型尾支撑装置
- 本发明公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、...
- 许新刘大伟陈德华黄勇张守友田正波赵忠彭鑫李强姜明杰武斌涂梦蕾熊贵天李阳
- 文献传递
- 一种跨声速风洞透气壁模型的数值模拟研究被引量：1
- 2021年
- 宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象。针对宽体客机标模在FL-26风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究0.8≤Ma≤0.92范围内的模型洞壁干扰耦合效应。结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量。
- 牟斌王建涛黄勇肖中云刘大伟
- 关键词：宽体客机洞壁干扰风洞试验
- CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究被引量：15
- 2019年
- 大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。
- 李强刘大伟许新许新
- 关键词：大展弦比风洞试验高速风洞气动特性
- 大型暂冲式跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究
- 条带支撑具有不破坏模型尾部气动外形、支撑刚度好、气动干扰小、试验范围广等优点,本文在2.4米暂冲式跨声速风洞中研制了条带悬挂支撑系统。主要包括条带支撑、控制系统、天平设备、标模及试验段的研制。系统研制成功后.在2.4米跨...
- 陈德华刘大伟尹陆平师建元彭超
- 关键词：跨声速风洞控制系统试验段
- 文献传递
- 一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用
- 本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正...
- 陈德华许新刘大伟尹陆平彭超师建元饶正周李强史晓军
- 文献传递
- 高速风洞中大型飞机典型支撑方式干扰特性研究被引量：5
- 2019年
- 分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式(尾支撑、腹支撑和条带支撑)的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量,分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态,探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明:数值模拟与试验结果吻合较好,研究结果可靠性高;尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大,条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小,腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大,对俯仰力矩系数干扰较小;Ma>0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加,腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈;在尾支撑干扰修正试验中,腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小,工程应用可忽略。
- 李强刘大伟刘大伟陈德华许新
- 关键词：高速风洞风洞试验计算流体力学大型飞机
- 基于CFD的翼梢小翼优化设计
- 本文对某无人机翼梢小翼的优化设计进行了研究,提出了对翼梢小翼各参数进行优化设计的一种有效方法,探讨了翼梢小翼数模的建立,设计变量的选择,目标函数的确定。整个优化过程基于数值模拟,采取混合整数规划的优化方法,对小翼的安装角...
- 刘大伟陈德华许新
- 关键词：无人机翼梢小翼混合整数规划
- 文献传递
- 跨声速风洞试验支撑装置
- 本实用新型公开了一种跨声速风洞试验支撑装置，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本实用新型通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试...
- 陈德华唐良锐许新刘大伟姜明杰刘光远彭鑫李强史晓军
- 文献传递
- 基于风洞试验的超临界翼型雷诺数效应研究
- 在NF-6风洞中对一种典型的超临界翼型进行了变雷诺数试验,以研究超临界翼型气动特性的雷诺数效应.试验通过翼面和尾迹测压,获得了翼型的压力系数分布,升阻及俯仰力矩特性等.试验马赫数范围为Ma=0.6-0.8,基于翼型弦长的...
- 刘大伟陈德华王元靖
- 关键词：超临界翼型雷诺数风洞试验
- 文献传递
- 基于风洞试验的超临界翼型雷诺数效应研究
- 在NF-6风洞中对一种典型的超临界翼型进行了变雷诺数试验,以研究超临界翼型气动特性的雷诺数效应。试验通过翼面和尾迹测压,获得了翼型的压力系数分布,升阻及俯仰力矩特性等。试验马赫数范围为Ma=0.6-0.8,基于翼型弦长的...
- 刘大伟陈德华王元靖
- 关键词：超临界翼型雷诺数风洞试验
- 文献传递
