田伟
- 作品数：31 被引量：10H指数：1
- 供职机构：北京航空航天大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学文化科学更多>>
- 脉冲吹气控制舵面流动分离的相似参数研究
- 飞机机翼气动舵面偏角较大时会产生严重的气流分离，从而导致舵面气动控制效率降低，影响飞机的飞行控制。本文在分析舵面流动分离特性及连续吹气控制效果的基础上，提出了采用脉冲吹气对舵面流动分离实施流动控制的新技术;并基于脉冲吹气...
- 王延奎吴鹏邓学蓥田伟郑玮琳
- 关键词：动力学参数飞机机翼
- 文献传递
- 基于二维速度场的旋涡破裂点位置判断方法
- 本发明的内容是一种判断旋涡破裂点位置的方法。通过获取垂直于涡轴平面内的二维速度场、计算旋涡涡量、判断涡核位置、计算涡核涡量轴向梯度四个步骤，找出涡核涡量轴向梯度最大的轴向位置，从而达到对旋涡破裂点位置进行判断的目的。
- 邓学蓥王延奎董超武广兴田伟马宝峰
- 文献传递
- 飞行器俯仰运动下偏航/滚转自由运动模拟装置
- 一种在风洞中模拟飞行器偏航/滚转两自由度自由运动的实验装置，主要包括与俯仰机构固联的自由偏航运动支杆和自由滚转运动支杆，主要特征在于自由偏航支杆和自由滚转支杆的中心轴线与俯仰运动装置的中心轴线相互垂直，且三轴线相交于一点...
- 马宝峰邓学蓥魏龙坤王延奎田伟李岩
- 文献传递
- Mg基块体非晶合金的制备和性能
- 田伟
- 关键词：非晶形成能力晶化动力学力学性能原位复合
- 大迎角非对称涡单孔位微吹气扰动主动控制方法及其装置
- 一种大迎角非对称涡单孔位微吹气扰动主动控制方法及其装置，其方法为步骤一：装置制作和准备，步骤二：模型状态与气源调整和步骤三：侧向力控制实施；其装置含有：可旋转吹气头部、微吹气装置总成及供气和流量调节装置；该供气和流量调节...
- 邓学蓥王延奎陈学锐田伟马宝锋李岩
- 文献传递
- 前体非对称涡流动性态和机翼摇滚特性研究
- 多年来众多学者对亚临界Re数下前体非对称涡的流动性态己进行了充分的研究,特别是本课题组对此进行了较为系统的研究,包括模型头部自然扰动状态下非对称涡流动的不确定性和在模型头部设置人工微扰动后流动的确定性研究;细长旋成体非对...
- 邓学蓥柏楠田伟马宝锋陈莹王延奎
- 关键词：物理模型
- 文献传递
- 一种通过头尖部人工扰动抑制翼身组合体机翼摇滚运动的方法
- 本发明是一种控制翼身组合体机翼摇滚的方法，通过在头尖部迎风侧和背风侧纵向对称面附近(扰动周向角为0°±15°和180°±15°范围内)设置尺寸比头尖部的机械加工精度大的头部人工扰动，使得机身前体涡和机翼涡处于反相位，此后...
- 邓学蓥王延奎竹军闻静田伟徐思文
- 文献传递
- 旋成体非对称涡流动的临界Re数效应研究
- 本文利用头部长细比为3.0的尖拱形旋成体模型在北航D4风洞中完成了ReD=0.67～9.1×105的临界雷诺数效应研究.实验结果表明,非对称涡流动的不确定性仍然来源于模型头部不规则的几何微扰动,通过在头部设置人工微扰动可...
- 邓学蓥柏楠荣臻田伟王延奎
- 关键词：大迎角空气动力学非对称涡旋成体
- 文献传递
- 鸭翼/边条对融合体型机身大攻角气动特性影响
- 2010年
- 通过对融合体型机身进行表面测压和PIV(Particle Image Velocimetry)流动显示实验,研究了大攻角下鸭翼/边条对机身气动特性的影响规律.结果表明:加装鸭翼后攻角小于50°时机头区流动变化不大,超过50°攻角后,机头区法向力显著下降,并且随着攻角增加受影响区域向头部方向扩大;加装鸭翼致使鸭翼区截面法向力大幅增加.加装边条改善了边条区流动,边条涡对机头涡产生有利诱导,增大了边条区法向力.加装边条/鸭翼时,对机头区及鸭翼区流场的影响由鸭翼起主控作用,对边条区流场的影响由边条起主控作用.
- 范国磊邓学蓥王延奎田伟
- 关键词：大攻角气动特性
- 临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性被引量：1
- 2007年
- 在尖拱形细长旋成体的大迎角(α=40°)流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×105～9.0×105。实验结果分析表明,临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性;而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动,结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响,实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。
- 荣臻邓学蓥田伟王延奎
- 关键词：细长旋成体大迎角空气动力学
