李建强
- 作品数：19 被引量：128H指数：8
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所更多>>
- 发文基金：国家重点基础研究发展计划国家自然科学基金国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术更多>>
- 弹舱流动特性数值模拟及风洞试验研究被引量：26
- 2009年
- 针对弹舱流动自身的复杂性以及对内埋武器安全分离的影响,本文利用数值模拟和风洞试验相结合的手段分析了三类弹舱流动特性,着重研究了几种典型弹舱的几何参数(L/D、W/D、cδ、δh)以及来流马赫数(M)与弹舱流动特性间的耦合影响关系,获得了跨超声速来流条件下弹舱流动特性和压力分布。研究结果表明,弹舱长深比(L/D)是影响弹舱流动类型和流动特性的关键因素,W/D、cδ、δh和M对弹舱流动类型和流动特性也有一定的影响;三类弹舱流动类型中开式流动弹舱内压力分布较均匀。
- 杨党国范召林李建强罗新福
- 关键词：数值模拟风洞试验
- 超声速空腔流激振荡与声学特性研究被引量：5
- 2010年
- 基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率.
- 杨党国范召林李建强蒋卫民田军
- 关键词：空腔流激振荡声学特性超声速声压级
- 超声速来流边界层厚度对浅腔声学特性的影响被引量：3
- 2010年
- 通过分析不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)下腔内中心线上的脉动声压级的分布和不同测点的声压频谱特性,讨论了超声速来流边界层厚度对浅腔(长深比分别为12和15)声学特性的影响.试验来流马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107.结果表明,δ/D减小导致浅腔内的噪声更加强烈,腔前后部的声压级分布更不均匀;除了个别离散频率外,腔内不同测点其余离散频率对应的声压级都有不同程度的增大.δ/D减小引起空腔前部和后部区域几乎整个离散频率范围内的噪声声压级有明显升高;因超声速浅腔流动,腔中部产生的激波的干扰因素的影响,边界层流动特性对浅腔中部区域的声学特性影响较小.
- 杨党国李建强范召林罗新福蒋卫民
- 关键词：浅腔声学特性超声速声压级
- MEMS传感器测量平板表面摩擦应力高速风洞试验被引量：4
- 2013年
- 采用两种热敏MEMS传感器阵列和一种电容式MEMS传感器,在FL-21风洞中开展了平板模型表面摩擦应力分布测量试验研究。试验马赫数(Ma)为0.3～0.6,试验雷诺数(Re)为(0.63～1.23)×107m-1,模型迎角为0°。试验结果表明:平板模型边界层流动能量主要集中在1000Hz以内;试验测得的表面摩擦应力分布随Ma变化规律与可压缩层流/湍流估算值吻合较好;试验所用平板模型边界层流动转捩起始点位于距平板前缘160mm附近,终止点在距平板前缘202.5～242.5mm之间。
- 梁锦敏李建强蒋卫民李春彦唐淋伟田军
- 关键词：风洞试验高速风洞
- 跨超声速开式空腔流激振荡模态预估分析被引量：4
- 2014年
- 以Rossiter和Heller的开式空腔流激振荡物理机制与模态预估分析方法为基础,采用量纲分析方法,对描述腔体流激振荡特性的参数进行无量纲处理后进行了分析,并提出了一种新的激振频率预测半经验公式中常数值选取方法,通过风洞试验结果和国外文献结果进行验证,表明该方法基本可行。
- 杨党国祝静李建强梁锦敏张诣
- 关键词：流激振荡物理机制预估方法
- 风洞数据不确定度分析方法被引量：12
- 2000年
- 本文简要介绍了风洞数据不确定度分析方法。利用该方法不仅可以迅速地估算出试验数据的不确定度 ,为用户提供安全设计依据 ,而且还可以为风洞人员提供有效的试验质量监控方法。该方法已在一些国家推行 ,并正在形成标准。
- 李建强张平王义庆
- 关键词：风洞试验数据质量评估
- 基于神经网络的直升机风洞试验自动配平控制系统被引量：5
- 2004年
- 针对原直升机风洞试验配平控制系统的缺点 ,提出将神经网络控制技术引入该配平系统的设想 ,具体设计了神经网络配平控制器 ,在MATLAB6.5NNToolbox上对其进行了训练仿真 ,并编程实现了网络操作模式。试验结果表明 :系统设计是成功的 ,实现了手动与神经网络自动相结合的组合配平控制技术 ,从而提高了配平的自动化。
- 李建强彭先敏章贵川
- 关键词：神经网络
- 高亚声速空腔绕流气动噪声特性研究被引量：10
- 2010年
- 通过分析空腔底面中心线上声压级分布与不同测点声压频谱特性,着重研究了高亚声速空腔绕流的气动噪声特性。空腔模型长深比分别为6、10和15,自由来流马赫数为0.8,基于每米的雷诺数为1.55×107,测量的空腔前缘的边界层厚度为0.034m。结果表明:空腔后缘处于噪声产生区,声压级较高;闭式和过渡式空腔因深度较小,来流剪切层触及了空腔底面,干扰了从腔后壁向腔前壁的噪声反馈回路,限制了腔内流动自激振荡的形成;开式空腔深度较大,剪切层直接跨过空腔中部、撞击腔后壁,并产生强烈噪声,噪声从腔后壁通过空腔向前壁的反馈回路未受到干扰,故腔内流动出现自激振荡和多个声压峰值频率。
- 杨党国李建强范召林罗新福梁锦敏
- 关键词：空腔高亚声速噪声特性声压级
- 基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理被引量：15
- 2010年
- 应用CFD技术和气动声学时域理论(FW-H积分方程),探讨了空腔自激振荡发声机理。腔内噪声计算以空腔流动解为基础,采用了气动声学时域理论,对该理论进行了推导说明,并利用圆柱绕流声学特性验证该方法基本可行。研究获得的空腔自激振荡模态分析结果与Rossiter和Heller等的预测结果基本相同,捕捉到了自激振荡的频域特性;分析表明空腔上方形成的剪切层中的脱落涡与腔后壁相撞,产生的一次声波辐射至腔前壁激发新的脱落涡,新的脱落涡与腔后壁再次相撞产生二次声波形成的流动声学反馈回路是导致空腔自激振荡和噪声产生的主要原因,且腔内声压幅值主要出现在一阶和二阶振荡模态,声音能量主要集中在较低频率区域。
- 杨党国李建强梁锦敏
- 关键词：空腔气动声学自激振荡CFDFW-H方程
- 推力转向喷流与高速主流干扰参数影响规律的数值模拟研究被引量：4
- 2012年
- 针对一种简化的飞机模型,数值模拟了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,结果表明:对于该简化战斗机模型,推力矢量尾喷流对高速主流的干扰局限于尾部局部区域,对全机气动特性的影响较小,仅在较大攻角下才有一定体现;但高速主流对尾喷流的干扰显著,推力矢量角损失随来流马赫数和攻角的增大而增大。
- 司芳芳袁先旭李建强陈琦
- 关键词：推力矢量控制技术数值模拟马赫数攻角喷流
