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针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论：融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响. 相似文献
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细长旋成体大迎角正则态非对称涡系结构的物理模型 总被引：5，自引：0，他引：5
在亚临界流动范围内, 对具有尖拱型头部的细长旋成体在无侧滑大迎角下利用在头部设置微扰动块取得稳定的、可重复的正则态非对称涡绕流流型. 通过对物面压力分布、截面侧向力分布和流动显示相结合的实验与分析, 揭示了细长旋成体在大迎角下这类正则态复杂涡系从头部沿轴向发展中所呈现出的非对称起始二涡和充分发展二涡、三涡等多涡系, 最后在尾部演变为类卡门涡系的复杂流型. 给出了这类涡系沿轴向演化与相应的截面侧向力变化之间的相关关系. 分析了截面侧向力分布曲线中的特征点所反映的涡系结构演化特征及其相应的压力分布特征. 在上述研究结果的基础上建立了细长旋成体大迎角正则态非对称涡系流动结构的物理模型. 相似文献
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