杨可
- 作品数：15 被引量：16H指数：3
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术理学更多>>
- 基于粒子图像测速的加速度测量装置
- 本实用新型涉及一种基于粒子图像测速的加速度测量装置，包括：至少两台CCD相机，且镜面相对设置的两台CCD相机的镜面的中心点位于一条直线上；示踪粒子发生器，用于沿着所述CCD相机镜面法线垂直的方向上发射示踪粒子；四脉冲激光...
- 陈植吴勇航张林黄振新冯黎明杨可周方奇梁锦敏孙常新廖晓林曹加勇郑向金李阳
- 文献传递
- 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
- 消除小展弦比尾舵大舵偏非对称流动现象的方法研究
- 2016年
- 在前期的风洞试验结果中已经证实,跨声速条件下,俯仰舵偏角增大到一定程度时,呈开口布局的一对尾舵形成的翼尖涡会相互干扰,使得两侧的翼尖涡强度不同,形成非对称流动现象,进而使全弹产生较大的横侧向气动力,对尾舵的控制能力提出了挑战,需要开展消除非对称流动的方法研究。本文基于数值模拟方法对非对称流场随舵偏角的变化进行了研究,并对该非对称流动现象产生的机理进行了分析,基于此,在保持舵面效率不降低的情况下开展了消除非对称流动现象的方法研究。研究结果表明,随着舵偏角的增加,呈开口布局一对尾舵的翼尖涡距离逐渐减小,翼尖涡由弱的不对称性,逐渐发展直到其中的一侧翼尖涡消失,研究结果还表明通过尾舵前缘局部切角和降低尾舵根弦长的方法在保持尾舵效率不降低的情况下,能够有效消除非对称流动现象,对类似布局设计具有指导意义。
- 李巍李永红畅利侠史晓军杨可王晓冰
- 关键词：跨声速翼尖涡
- 相机光学中心测试方法、装置、计算机设备和介质
- 本申请涉及一种相机光学中心测试方法、装置、计算机设备和介质，所述方法包括：设置第一CCD相机和第二CCD相机的镜面相对设置且所述镜面的中心点位于同一条直线上；通过所述第一CCD相机和所述第二CCD相机分别拍摄测试基板上表...
- 陈植黄振新冯黎明杨可吴继飞李寿涛陈然孙智伟郑向金廖晓林杨昕鹏熊贵天邓吉龙
- 文献传递
- 基于PIV技术的高速空腔流动演化特性研究被引量：1
- 2023年
- 空腔结构在高速来流条件下会产生复杂流动和高强度噪声,严重影响飞行器的气动特性和结构安全。采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术和动态压力测量相结合的方法,对长深比为3~10的空腔在来流马赫数0.4~0.8状态下的流动噪声特性开展试验研究,着重分析了空腔长深比和来流马赫数对腔内流场结构的影响,揭示了空腔噪声强度与腔内流动的关联性。结果表明:随着长深比增大,腔内剪切层厚度迅速增长并向腔内扩张,与空腔的撞击位置由后壁下移至底面,腔内流体由开式流动向闭式流动转变;来流马赫数的增大会抑制剪切层向腔内发展,诱导主回流旋涡后移,使得流体趋于开式流动;腔内后壁总声压级的幅值与流体撞击后壁时的流向速度正相关。
- 吴继飞周方奇徐来武杨可梁锦敏
- 关键词：空腔流场结构噪声
- 旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理被引量：1
- 2016年
- 针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速(PIV)试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明:旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。
- 史晓军李永红刘大伟畅利侠杨可
- 关键词：前缘涡涡破裂
- 攻角传感器在2.4m跨声速风洞中的应用被引量：3
- 2007年
- 针对2.4m风洞的运行特点,采用惯性伺服加速度传感器测量模型攻角,并研制了攻角传感器,用于实时测量试验模型攻角。攻角传感器采用力矩马达闭环伺服自平衡原理,由非接触式位移传感器、力矩马达、误差和放大电路、反馈电路、悬臂质量块五部分组成。并将攻角传感器置于模型内部,通过机身内部加工的平台或通过加工垫块安装攻角传感器。多次型号试验证明,该攻角传感器效果良好。
- 王瑞波李平谢艳杨可钟世东
- 关键词：攻角传感器风洞试验
- 飞翼模型高速风洞PIV试验研究被引量：4
- 2015年
- 对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。
- 杨可蒋卫民熊健李玉平
- 关键词：PIV
- 基于粒子图像测速的加速度测量装置
- 本发明涉及一种基于粒子图像测速的加速度测量装置，包括：至少两台CCD相机，通过限位装置使得两台CCD相机的镜面的中心点位于一条直线上；示踪粒子发生器，用于沿着所述CCD相机镜面法线垂直的方向上发射示踪粒子；四脉冲激光器，...
- 陈植吴勇航张林黄振新冯黎明杨可周方奇梁锦敏孙常新廖晓林曹加勇郑向金李阳
- 文献传递
- 组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究被引量：4
- 2014年
- 对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用"+0-"构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。
- 杨可黄浩徐胜金
- 关键词：翼尖涡喷流
