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卢奇正

作品数：9 被引量：12H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：国防科技技术预先研究基金更多>>
相关领域：航空宇航科学技术更多>>

合作作者

文献类型

  • 7篇期刊文章
  • 2篇会议论文

领域

  • 7篇航空宇航科学...

主题

  • 4篇声激励
  • 3篇定常
  • 3篇激波
  • 3篇非定常
  • 3篇边界层
  • 2篇翼型
  • 2篇运载
  • 2篇运载火箭
  • 2篇涡控制
  • 2篇火箭
  • 2篇风洞
  • 1篇增生
  • 1篇湍流度
  • 1篇气动
  • 1篇气动力
  • 1篇模型试验
  • 1篇空气动力
  • 1篇空气动力学
  • 1篇跨声速
  • 1篇机翼

机构

  • 9篇中国空气动力...

作者

  • 9篇卢奇正
  • 3篇侯跃龙
  • 3篇路波
  • 1篇候跃龙
  • 1篇李清
  • 1篇王开春
  • 1篇恽起麟

传媒

  • 4篇空气动力学学...
  • 2篇气动实验与测...
  • 1篇流体力学实验...
  • 1篇中国航空学会...
  • 1篇第四届全国实...

年份

  • 1篇1998
  • 1篇1996
  • 1篇1993
  • 2篇1992
  • 1篇1991
  • 2篇1990
  • 1篇1989
共 9 条 记 录，以下是 1-9
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排序方式：
激波-边界层被动控制概念的实验研究被引量：1
1992年
本文通过运载火箭模型的跨声速风洞试验,研究了运用激波-边界层被动控制降低模型表面脉动压力和阻力的效果,并得出了开孔区表面的开孔率、开孔方式和空腔深度对脉动压力系数的影响规律,探讨了激波-边界层被动控制的机理。
卢奇正路波
关键词：激波边界层
声激励增升效应研究被引量：5
1992年
二元后台阶低速风洞实验表明,用内部声激励控制脱落旋涡能够获得有利的增升效应。实验还得出激励频率、旋涡自然脱落主频及旋涡脱落主频之间的关系;并给出了模型表面压力随声压级及频率变化的规律。本文将对二元翼型及三角翼等内部声激励的应用研究提供有价值的实验结果。
侯跃龙卢奇正
关键词：声激励涡控制
非定常涡升力的实验研究
1990年
本文简要介绍近年来国外进行非定常涡升力实验研究的一些情况,以供开展有关工作的参考。
卢奇正
关键词：空气动力学飞机
翼型声激励增升机理研究被引量：5
1996年
本文提供了翼型内部声激励增升效果的实验研究结果，并着重探讨了声激励增升的机理。实验结果表明在分离点前或分离点后位置作激励都有很好的增升效果，且机理在本质上是一样的。本文所描述的关于声激励增升机理的初步结论。
候跃龙卢奇正恽起磷
关键词：机翼湍流度声激励
声激励增升机理研究被引量：4
1998年
提供了内部声激励增升机理的试验及数值研究结果，风洞试验就二元后台阶模型、平板、ＮＡＣＡ００１２翼型分别在两座不同的低速风洞中完成，试验和数值研究表明内部声激励能有效控制模型表面气流分离，有明显的增升效果，并从试验和数值计算两方面对声激励增升机理进行了较深入的探讨。
侯跃龙卢奇正王开春恽起麟
关键词：声激励涡控制翼型风洞试验
FL-23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响被引量：1
1989年
本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8％、2.5％和1.4％。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。
卢奇正李清路波
关键词：风洞跨声速颤振
用激波-边界层被动控制降低运载火箭的脉动压力
1991年
一个箭头模型的跨声速风洞实验表明,用激波-边界层被动控制来降低运载火箭头部的脉动压力能获得明显的效果,自由流 M 数为0.87～0.88时,可使脉动压力系数△C_p%的最大值下降50～60%。实验得出了激波下方开孔表面的开孔率变化对脉动压力系数的影响规律:随着开孔率的加大,起初脉动压力系数的下降十分明显,后来△C_p%趋近一个极限值。结果还表明,在激波前采用45°前倾斜孔,在激波后采用直孔的开孔分布比全部采用直孔分布能获得更好的降低脉动压力的效果。所拍摄的纹影照片清楚地显示了采用激波-边界层被动控制后模型表面激波状态的变化。
卢奇正
关键词：激波边界层运载火箭
声激励增升效应实验研究
给出一个后台阶模型和一个开缝的ＮＡＣＡ００１２翼型模型的声激励增升效应实验研究结果，并探讨了声激励增升的机理。
卢奇正侯跃龙
关键词：模型试验
用激波-边界层被动控制降低运载火箭脉动压力的研究
卢奇正路波
关键词：激波控制运载火箭边界层
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