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《空气动力学学报》征稿简则
1
作者 《空气动力学学报》编辑部 空气动力学学报 北大核心 2025年第5期134-134,共1页
《空气动力学学报》创刊于1980年,国内外公开发行,月刊,中文核心期刊、中国科技核心期刊。本刊主要刊载空气动力学及相关交叉学科的理论与实践、方法与手段、技术与应用等方面具有重要意义的创新型成果,以促进空气动力学学科发展及与其... 《空气动力学学报》创刊于1980年,国内外公开发行,月刊,中文核心期刊、中国科技核心期刊。本刊主要刊载空气动力学及相关交叉学科的理论与实践、方法与手段、技术与应用等方面具有重要意义的创新型成果,以促进空气动力学学科发展及与其他学科的交叉融合。栏目形式包括:研究综述、研究论文、研究专栏。 展开更多
关键词 空气动力学学报 征稿简则
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面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究
2
作者 付增良 张石玉 +5 位作者 周家检 梁彬 赵俊波 周平 孙玮琪 张宇航 空气动力学学报 北大核心 2025年第1期53-60,I0002,共9页
面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为... 面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为研究对象,在1 m量级高速风洞进行了虚拟飞行试验,设计了低阻尼滚转-偏航两自由度运动机构、小型化舵控装置和高性能无线测控系统,成功完成了多种控制策略下的倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)机动试验,实现了控制特性评估与控制律对比、验证,为飞行器气动和飞控设计提供了可靠的试验依据和验证平台。 展开更多
关键词 风洞虚拟飞行试验 控制特性评估 控制律 高速飞行器
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强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量
3
作者 王宏伟 黄湛 +4 位作者 张骞 李晓辉 石伟龙 任少洁 康国剑 空气动力学学报 北大核心 2025年第5期1-10,共10页
以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大... 以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大幅抑制由电弧加热器高温气流产生的自发光干扰,由此获得高速运动条件下的高信噪比粒子图像,进而发展建立了高温强自发光流动粒子速度测量技术。基于该技术,在总温范围为2150~3570 K条件下,对平均名义粒径分别为20、50μm的Al_(2)O_(3)粒子和石墨粒子开展了粒子速度场测量。结果表明:对于同种粒子材料,总焓提升可以有效提升侵蚀粒子的出口速度分布,其中Al_(2)O_(3)粒子在2150、2770、3570 K条件下的出口平均速度峰值分别为1302、1421、1527 m/s;对比分析发现,石墨粒子虽然具有较大直径,但因其密度较低,出口平均速度峰值可达1539 m/s;侵蚀粒子射流出口速度流向平均值沿径向(x方向)的分布近似正态分布;由于电弧加热器出口流场为自由大气环境,侵蚀模拟射流存在明显的低速剪切边界,剪切边界跨度最小为35.5 mm、最大为45 mm。通过系统对比不同来流条件下出口粒子速度分布和涡量分布,本文揭示了射流边界特性,为粒子侵蚀试验的精细化评估提供了数据支撑。 展开更多
关键词 自发光干扰 粒子侵蚀 电弧加热器 速度场测量 粒子图像测速 窄带滤光
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叶轮机械流固热耦合仿真及自主可控软件研制
4
作者 唐志共 何旭 +5 位作者 查浩 王子维 王栋志 储世博 柳阳威 李彬 空气动力学学报 北大核心 2025年第8期76-99,I0001,共25页
叶轮机械作为动力能源领域的关键设备部件,其性能和效率直接关系到动力系统的服役表现。随着高性能计算机系统硬件水平的高速发展,以及流体、强度和传热领域数值仿真能力的不断提升,流固热耦合仿真技术对于叶轮机械的设计优化、性能预... 叶轮机械作为动力能源领域的关键设备部件,其性能和效率直接关系到动力系统的服役表现。随着高性能计算机系统硬件水平的高速发展,以及流体、强度和传热领域数值仿真能力的不断提升,流固热耦合仿真技术对于叶轮机械的设计优化、性能预测以及故障预防起着越来越关键的作用。本文对叶轮机械流体、强度以及流固和流热仿真领域的主要数值方法和挑战问题进行了分析,以国产自主涡轮动力叶轮机械流固热耦合仿真软件(AeroEngine Numerical Simulation,AENS)为载体,介绍了同构/异构流固热耦合仿真软件架构,以及高效的耦合算法和鲁棒的网格技术。通过典型叶轮机械AENS流固/流热耦合仿真结果与试验数据的对比分析,表明AENS具备在高温、高压、高转速条件下的流固热耦合模拟能力,其应用前景广阔,为叶轮机械正向多学科耦合设计提供了重要支撑。 展开更多
关键词 流固热耦合 软件架构 数值仿真 叶轮机械 多学科耦合设计
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某型高精度大气数据解算系统设计
5
作者 王鹏 梁东 +2 位作者 赵锴 李喜茹 康国剑 空气动力学学报 北大核心 2025年第2期121-129,I0002,共10页
针对先进高性能飞行器对高精度大气数据的测控需求,研发设计了一套适用于亚声速飞行器的嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统。该系统首先基于数值建模技术建立了FADS系统模型的压力数据库,并针对建模数据精度及风洞... 针对先进高性能飞行器对高精度大气数据的测控需求,研发设计了一套适用于亚声速飞行器的嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统。该系统首先基于数值建模技术建立了FADS系统模型的压力数据库,并针对建模数据精度及风洞试验校准数据分析了Ma=0.2~0.4对应的压力误差限;其次,开发了攻角实时解算算法,并集成到工程原理样机中;最后基于风洞试验和飞行试验对FADS系统的实时解算算法及样机进行了系统评估,并通过事后模型算法对攻角进行重新解算以评估攻角实时解算算法的可靠性。结果表明:(1)与机载惯性导航系统等其他独立测试系统解算的数据相比,飞行试验中FADS系统采用的攻角实时解算方法精度整体较好,攻角误差小于1°,在关键段小于0.5°;基于不同模型建立的FADS系统攻角解算方法得到的攻角数值基本一致,证实了开发的实时解算算法的可靠性。(2)基于风洞试验及飞行试验数据对算法误差限的考核结果显示,飞行试验初始阶段实时解算的攻角值产生波动是压力输入波动误差限较大造成的,高空低速时的压力波动幅值大是实时解算攻角值偏差较大的主要原因;建立的FADS系统的攻角解算方法在算法误差限范围内的压力波动对攻角解算值影响较小,但超过算法误差限的压力波动对攻角解算值影响显著。高空低速飞行器FADS系统对测压传感器精度水平及工程实施水平要求较高,在实际工程应用中应尽量保证测压传感器的精度水平。 展开更多
关键词 嵌入式大气数据传感系统 飞行试验 攻角 测压传感器 精度
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全声衬低湍流度低噪声工程型风洞降噪设计技术试验研究
6
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 茹履京 郭昊 梁温馨 舒宜丰 张奥喆 屈秋林 胡天翔 空气动力学学报 北大核心 2025年第8期1-21,I0001,共22页
为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方... 为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方案。参考DNW-LLF风洞的设计经验,并结合D5风洞试验结果,BHAW风洞在保持高流场品质的同时,采用洞体全声衬声学处理方案。具体措施包括:风扇段采用微穿孔板(穿孔率2%)加600 mm厚吸声材料,抑制中低频旋转噪声;风洞流道布置200 mm厚吸声材料;第一扩散段在穿孔板外铺设透声毛毡(厚度3 mm),以降低摩擦再生噪声;4个拐角实施创新性双面声衬、中间微透气的双圆弧导流片;集气口段采用收缩角度8°的穿孔板加吸声棉,并在外表面包裹透声毛毡,以削弱冲击噪声。风洞测量结果表明:在不同风速下开口试验段模型区的湍流度为0.07%~0.095%,闭口试验段模型区湍流度为0.041%~0.046%(小于0.05%的设计指标),开口试验段湍流度约为闭口试验段的1.7~2.1倍。在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)(小于75 dB(A)的设计指标)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI低0.6~1.0 dB。 展开更多
关键词 气动声学风洞 全声衬 微穿孔板 主动隔振 噪声控制 风洞实验
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基于不确定性预测的气动力建模与主动采样
7
作者 张子军 李怀璐 +2 位作者 赵彤 王旭 张伟伟 空气动力学学报 北大核心 2025年第1期12-21,I0001,共11页
神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞... 神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞机纵向非定常气动特性为研究对象,利用时间卷积神经网络实现了纵向大幅振荡风洞试验的时域非定常气动力建模,并使用MC-Dropout技术对预测结果的不确定性进行评估。在此基础上结合不确定性分析结果,开展了风洞试验样本主动采样。结果表明,模型不确定性可作为预测精度的先验评价指标,模型预测误差与不确定性具有强线性关系,主动采样策略较随机采样策略可以最多降低40%的样本需求,验证了该方法在提升黑箱模型可信度与降低建模样本需求量方面的有效性。 展开更多
关键词 大迎角 风洞试验 非定常气动力 神经网络 不确定性 主动采样
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碳化硅/二硼化锆超高温陶瓷抗氧化特性建模
8
作者 周述光 李睿智 +1 位作者 刘骁 国义军 空气动力学学报 北大核心 2025年第7期73-82,I0002,共11页
高速飞行器尖锐部件在极端热环境下常采用碳化硅/二硼化锆(SiC-ZrB_(2))超高温陶瓷实现维形需求,其核心在于高温氧化形成的致密固-液混合氧化膜(孔隙填充玻璃态硼硅酸盐)可有效阻氧扩散,实现整体上的零/微烧蚀。基于多孔氧化物中氧气扩... 高速飞行器尖锐部件在极端热环境下常采用碳化硅/二硼化锆(SiC-ZrB_(2))超高温陶瓷实现维形需求,其核心在于高温氧化形成的致密固-液混合氧化膜(孔隙填充玻璃态硼硅酸盐)可有效阻氧扩散,实现整体上的零/微烧蚀。基于多孔氧化物中氧气扩散机制与热化学平衡原理,提出了SiC耗尽层存在判据,建立了含/无耗尽层的双模型体系:对于含耗尽层工况,通过耦合CO/CO_(2)对流扩散传输、ZrO_(2)固态层生长、B_(2)O_(3)-SiO_(2)玻璃层蒸发/生长竞争机制,量化原始材料后退量与增重;对于无耗尽层工况,推导基材等界面后退方程及临界组分条件。通过计算明确SiC体积分数20%~30%时氧化产物致密度最高,抗氧化性能最优。在1473、1573、1773 K静态空气环境中开展模型验证,计算得到的氧化增重曲线与试验数据吻合良好,证明模型可较为精准模拟SiC含量变化对氧化行为的影响规律。该模型能有效模拟SiC-ZrB_(2)陶瓷的氧化行为,为材料优化设计提供重要的抗氧化性能评估依据。 展开更多
关键词 高速飞行器 热防护 超高温陶瓷 抗烧蚀 氧化膜
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大型客机翼尖涡不稳定性及其模态特征研究综述
9
作者 向阳 吴奕铭 +2 位作者 陈炫羽 程泽鹏 刘洪 空气动力学学报 北大核心 2025年第1期62-94,I0002,共34页
翼尖涡是客机尾涡的重要组成部分,不仅会产生诱导阻力影响飞机的经济性,同时还会带来尾迹遭遇问题进而影响到后续飞机的安全性。随着数值模拟和实验技术的提升,对翼尖涡结构特征、动力学特征、不稳定性发展、演变规律等现象和机理的认... 翼尖涡是客机尾涡的重要组成部分,不仅会产生诱导阻力影响飞机的经济性,同时还会带来尾迹遭遇问题进而影响到后续飞机的安全性。随着数值模拟和实验技术的提升,对翼尖涡结构特征、动力学特征、不稳定性发展、演变规律等现象和机理的认知不断加深,并取得了丰富的研究成果。近些年,随着不稳定性理论和模态解析方法的发展,研究者针对翼尖涡的不稳定性及其模态特征开展研究,试图揭示翼尖涡不稳定性演变的规律及机制,并期望能建立一种基于不稳定性的流动策略,从而实现对翼尖涡失稳衰减的最优化控制。本文对飞机翼尖涡不稳定性及其模态特征的研究展开综述,首先介绍翼尖涡的不稳定性特征,然后比较典型模态分析方法的基本原理,进而分析翼尖涡不稳定性及其模态结构特征,最后讨论翼尖涡不稳定性模态分析的研究现状及未来发展趋势。 展开更多
关键词 大型客机 翼尖涡 模态分解 涡不稳定性 流动控制
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高速有迎角圆锥绕流底部复杂流动结构研究
10
作者 陈智 马乐 +1 位作者 靳旭红 艾邦成 空气动力学学报 北大核心 2025年第5期11-30,共20页
在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流... 在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流动结构研究,分析了来流攻角、马赫数、雷诺数等因素对底部流动结构以及底面热流、压力等参数的影响规律。研究结果表明:与零攻角时的锥形回流区不同,非零攻角下回流区为非规则形状,且回流区长度较零攻角大幅减小,最大减小了44.6%。随着攻角增大,底部涡与前体背风侧涡发生相互作用,导致回流区长度随攻角增大呈现先减小后增大再减小的非线性变化规律;模型底面的无量纲压力、斯坦顿数峰值总体上呈现先减小后增大的趋势。随着马赫数增大,流动的可压缩性增强,小尺度的涡面及波系结构减少,回流区长度单调减小,无量纲压力和斯坦顿数峰值则分别呈单调增大、单调减小的变化趋势。雷诺数对波系结构的影响相对较小,随单位雷诺数增大,黏性效应减弱,回流区背风侧凹陷逐渐增强,回流区长度单调增加,无量纲压力及斯坦顿数峰值均单调减小。 展开更多
关键词 圆锥外形 底部流动 高速流动 流动结构 数值模拟
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一种基于浸没边界-大涡模拟的降落伞流固耦合计算方法
11
作者 张扬 濮天梅 +2 位作者 周春华 欧阳弘扬 童旭东 空气动力学学报 北大核心 2025年第2期96-109,I0002,共15页
降落伞充气过程涉及复杂的流固耦合(fluid-structure interaction,FSI)现象,浸没边界(immersed boundary,IB)方法作为一种边界非协调方法,适合处理这种非线性大变形FSI问题。将Mittal等提出的尖锐界面IB方法与大涡模拟(large eddy simul... 降落伞充气过程涉及复杂的流固耦合(fluid-structure interaction,FSI)现象,浸没边界(immersed boundary,IB)方法作为一种边界非协调方法,适合处理这种非线性大变形FSI问题。将Mittal等提出的尖锐界面IB方法与大涡模拟(large eddy simulation,LES)相结合(LES/IB),应用于中高雷诺数(Re)降落伞绕流的模拟。在此基础上,结合非线性有限元方法,建立了一种基于适合复杂外形非均匀湍流的动态Vreman亚格子(Vreman subgrid-scale,Vreman SGS)模型的FSI方法,用于模拟降落伞充气过程。最后,通过经典的圆柱绕流算例(Re=3900)验证所发展的LES/IB方法的准确性。结果表明,LES/IB方法对平均阻力系数(C_(D))、后缘点平均背压系数(-C_(p,b))和斯特劳哈尔数(St)的计算结果与直接数值模拟、LES和实验结果吻合较好,误差均低于8%。此外,利用发展的Vreman SGS模型对典型的圆伞和十字伞充气过程中的气动性能和结构响应进行了分析,并与Smagorinsky SGS模型进行了对比。结果表明,在降落伞充气呼吸阶段,两者对阻力系数和投影面积的计算结果吻合较好,相对误差均在5%以内,验证了本文FSI方法的可靠性。 展开更多
关键词 降落伞充气 流固耦合 浸没边界方法 大涡模拟 亚格子模型
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基于三维代理模型的风力机尾流模拟
12
作者 李正农 晏凯 +2 位作者 李亚飞 特日根 龙海芳 空气动力学学报 北大核心 2025年第4期80-90,I0002,共12页
为研究风力机尾流风场特性,本文将风轮简化为多孔介质球体,提出了一种新的风力机三维代理模型。以河南省濮阳市某地区陆上风电场为研究对象,通过无人机测风系统采集风电场的自由流与尾流数据,以实测来流风场为入流条件,采用修正的湍流... 为研究风力机尾流风场特性,本文将风轮简化为多孔介质球体,提出了一种新的风力机三维代理模型。以河南省濮阳市某地区陆上风电场为研究对象,通过无人机测风系统采集风电场的自由流与尾流数据,以实测来流风场为入流条件,采用修正的湍流模型参数建立数值模拟模型,分析了风力机尾流在水平和垂直方向的分布特征。结果表明,通过设置多孔介质模型的阻力系数可有效模拟风轮对流场的阻力效应;水平方向的尾流风速和湍流度呈对称分布,且近尾流区的湍流分布呈现双峰形式,垂直方向的尾流则表现为非对称分布。在轮毂高度处,尾流风速在下游2倍风轮直径(2D)处削减为来流风速的46%;随着尾流向下游发展至6D位置处,逐渐恢复为来流风速的75%,同时湍流水平整体下降,叶尖高度的湍流增强效应也逐渐减弱。与实测数据的对比验证表明,模拟风速的均方根误差均在10%以内,湍流强度的误差大多在15%以内,说明所提出的代理模型能较为准确地计算尾流风速与湍流强度,为风力机尾流仿真的工程应用提供了新的思路。 展开更多
关键词 风力机尾流 三维代理模型 多孔介质 无人机测风 数值模拟
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动态失速及其实验方法与测量技术研究进展
13
作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 空气动力学学报 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
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民用飞机大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验
14
作者 尼早 黄一桓 谢海军 空气动力学学报 北大核心 2025年第6期35-44,I0001,共11页
针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫... 针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫数下,迎角为正时,弹性模型的升力和阻力系数均小于刚性模型;固定迎角下,在不同马赫数范围内,弹性模型的升力、阻力系数和升力线斜率均小于刚性模型。在迎角0°~6°的范围内,翼根弯矩弹刚比小于翼根剪力弹刚比,证实了大展弦比大柔性机翼的静气动弹性效应可以在机翼翼根剪力不变的情况下有效降低机翼翼根弯矩。流场显示结果表明,机翼翼尖最大变形超过200 mm。机翼外侧受弹性变形影响产生了负扭转,减小了当地迎角,从而降低了翼根的剪力、弯矩和扭矩。本研究明确了静气动弹性效应对机翼载荷的重要影响,为大展弦比大柔性机翼载荷设计提供了设计依据。 展开更多
关键词 静气动弹性 机翼载荷 风洞试验 大柔度机翼 大展弦比机翼
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智能扭转旋翼研究进展
15
作者 韩东 张宇杭 空气动力学学报 北大核心 2025年第3期52-66,I0001,共16页
智能扭转旋翼通过智能材料或结构驱动桨叶主动扭转,动态优化桨叶展向与周向扭转分布,成为提升直升机旋翼综合性能的重要技术途径。本文系统综述了智能扭转旋翼的技术发展历程及研究进展,重点分析了其在气动性能提升、振动抑制与噪声控... 智能扭转旋翼通过智能材料或结构驱动桨叶主动扭转,动态优化桨叶展向与周向扭转分布,成为提升直升机旋翼综合性能的重要技术途径。本文系统综述了智能扭转旋翼的技术发展历程及研究进展,重点分析了其在气动性能提升、振动抑制与噪声控制中的潜在价值。相较于间接驱动方式,通过压电复合材料直接驱动实现桨叶整体扭转结构紧凑、可靠性高。理论和试验研究表明,主动扭转技术可通过优化桨叶气动载荷分布有效提升旋翼效率,并通过高阶谐波控制策略显著降低桨毂振动载荷及桨涡干扰噪声。当前技术瓶颈集中于高效智能材料研发、多物理场耦合建模及多目标优化设计,未来需突破工程化应用中的可靠性、环境适应性及智能控制等难题,并拓展其在新型旋翼飞行器中的跨域应用。该技术为直升机旋翼设计从被动适应向主动调控的范式转变提供了理论支撑,具有重要的工程应用前景。 展开更多
关键词 旋翼 桨叶 智能扭转 研究进展
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考虑流固耦合效应的压气机叶片气动性能研究
16
作者 李彬 储世博 +1 位作者 查浩 何旭 空气动力学学报 北大核心 2025年第8期119-129,I0002,共12页
为精确量化跨声速叶片气弹耦合效应并揭示其流动机理,本文使用自研流固耦合仿真软件AENS,对NASA Rotor 67跨声速风扇叶片进行流固耦合分析。通过分析跨声速转子叶片静气动弹性变形,分离叶片关键形变参数,进一步研究叶片变形对静气动性... 为精确量化跨声速叶片气弹耦合效应并揭示其流动机理,本文使用自研流固耦合仿真软件AENS,对NASA Rotor 67跨声速风扇叶片进行流固耦合分析。通过分析跨声速转子叶片静气动弹性变形,分离叶片关键形变参数,进一步研究叶片变形对静气动性能的影响。结果表明,在离心载荷和气动载荷的共同作用下,叶片变形主要为弯掠变形,且伴随安装角变化和径向变形。弯掠变形导致气流对叶片施加的载荷径向分量增大,分离区发展至叶尖后缘;安装角变化引起的攻角改变,导致高展长处的通道激波向上游移动;径向变形引起叶顶间隙的改变,泄漏涡夹角增大,变形后主泄漏流和二次泄漏流引起的损失增大。以上变形影响导致在近失速点处,变形后的总压比和绝热效率较静态叶片均有所降低,分别为1.18%和1.78%。研究验证表明,AENS软件在压气机流固耦合分析中展现出较好的预测精度,具有重要的工程应用价值。 展开更多
关键词 流固耦合 叶片弹性变形 静气动性能 压气机叶片
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可悬停仿生扑翼微型飞行器气动设计综述 被引量:1
17
作者 程诚 陈隆 +1 位作者 张艳来 吴江浩 空气动力学学报 北大核心 2025年第2期1-26,I0001,共27页
可悬停仿生扑翼微型飞行器以昆虫或蜂鸟为仿生对象,具有可悬停、气动效率高、隐蔽性强等特点,应用前景广阔。然而现有仿生扑翼微型飞行器的气动力和气动效率与生物对象仍有较大差距,影响了续航和负载能力,限制了其实际应用场景。本文综... 可悬停仿生扑翼微型飞行器以昆虫或蜂鸟为仿生对象,具有可悬停、气动效率高、隐蔽性强等特点,应用前景广阔。然而现有仿生扑翼微型飞行器的气动力和气动效率与生物对象仍有较大差距,影响了续航和负载能力,限制了其实际应用场景。本文综述了可悬停仿生扑翼微型飞行器的研究现状、气动分析方法、生物高升力机理及其应用,重点梳理了实现扑翼高升力、高气动效率、低噪声等的关键设计方案,并分析了这些设计参数对飞行器性能的影响规律。最后,展望了可悬停仿生扑翼微型飞行器气动设计的未来发展方向,为后续研究提供参考和借鉴。 展开更多
关键词 扑翼微型飞行器 气动设计 仿生扑翼 空气动力学 可悬停飞行
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高负荷平面叶栅风洞流场品质分析及改进试验 被引量:1
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作者 蔡明 王利敏 +2 位作者 高丽敏 景丽娜 王磊 空气动力学学报 北大核心 2025年第1期44-52,I0001,共10页
良好的平面叶栅风洞流场品质是保证叶栅试验数据有效性的关键。详细测量并分析了某亚声速压气机平面叶栅在不同来流条件下的流场品质,根据叶栅风洞情况建立了相应的上端壁抽吸调控方案,研究了不同抽吸强度下上端壁抽吸对叶栅流场品质的... 良好的平面叶栅风洞流场品质是保证叶栅试验数据有效性的关键。详细测量并分析了某亚声速压气机平面叶栅在不同来流条件下的流场品质,根据叶栅风洞情况建立了相应的上端壁抽吸调控方案,研究了不同抽吸强度下上端壁抽吸对叶栅流场品质的改善效果。研究表明:高负荷压气机叶栅在整个工作范围均存在栅前流场不均匀、来流攻角不准确的问题,叶栅被测通道的实际攻角比风洞几何设定值大2°~3°。随着叶栅负荷增大(来流马赫数和攻角增加),流场品质逐渐下降;来流攻角同时影响着栅前马赫数和气流角的均匀性,来流马赫数主要影响栅前马赫数的均匀性。上端壁抽吸能够有效改善大攻角下叶栅流场品质不佳的问题,存在使叶栅流场品质达到最佳的临界抽吸静压,超过临界值后叶栅流场品质逐渐下降。临界抽吸静压下,栅前流场均匀性良好,被测通道的攻角与设定值的差异减小至0.5°~0.9°;叶栅二维性和出口总压损失周期性均有所提升,但是叶栅出气角周期性基本不变。 展开更多
关键词 平面叶栅风洞 叶栅试验 压气机叶栅 流场品质 端壁抽吸
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风沙流对沙漠光伏组件及其发电效率的影响研究进展 被引量:2
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作者 黄斌 周之杰 +4 位作者 李正农 宫博 王相军 董金爽 刘喜杰 空气动力学学报 北大核心 2025年第4期64-79,I0002,63,共18页
沙漠光伏组件常年遭受风沙流的侵袭,引发了一系列风沙灾害,包括电站地表蚀积、板面积尘、板面冲蚀磨损以及组件的结构破坏。这些不仅严重威胁了光伏组件的安全运行,还显著降低了其发电效率。然而,当前建筑荷载规范尚未涵盖风沙流对沙漠... 沙漠光伏组件常年遭受风沙流的侵袭,引发了一系列风沙灾害,包括电站地表蚀积、板面积尘、板面冲蚀磨损以及组件的结构破坏。这些不仅严重威胁了光伏组件的安全运行,还显著降低了其发电效率。然而,当前建筑荷载规范尚未涵盖风沙流对沙漠光伏组件运行安全与发电效率的具体影响,也缺乏相应的抗风沙设计指南。本文系统概述了沙漠光伏组件在风沙作用下的多方面研究进展。首先,探讨了风沙流的基本特性及光伏阵列干扰下的风沙运动特性,揭示了光伏电站内复杂的风沙流场结构及其对组件的影响机制。其次,分析了光伏组件在风沙环境中的净风荷载、风沙荷载以及沙颗粒冲击荷载特性,指出沙颗粒冲击荷载对组件安全的重要性。随后,研究了板面积尘的规律和冲蚀磨损特性,明确了积尘和冲蚀对组件性能的影响,综合评估了风沙作用对组件发电效率的具体影响,并总结了当前研究存在的主要问题。最后,针对沙漠光伏组件面临的风沙挑战,本文提出采用现场实测、风沙洞试验、数值模拟与理论分析等方法并结合压电传感和扫描电子显微等先进技术,以深入研究沙漠光伏组件的风沙流场特性、风沙作用机制、发电效率损失规律以及抗风沙设计理论与措施,并提高研究的精度和可靠性。本研究不仅加深了对沙漠光伏组件在风沙环境中行为特性的理解,还为未来抗风沙设计规范的制定和沙漠光伏产业的可持续发展提供了参考。 展开更多
关键词 沙漠光伏组件 风沙流场 风沙荷载 板面积尘 冲蚀磨损 发电效率
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基于深度强化学习的箱梁涡激振动智能流动控制 被引量:1
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作者 邓晓龙 胡钢 陈文礼 空气动力学学报 北大核心 2025年第5期92-100,共9页
为抑制桥梁涡激振动从而提升桥梁抗风性能,提出了一种基于深度强化学习的智能主动流动控制方法。研究利用合成射流对桥梁节段气动弹性模型尾流场的旋涡脱落进行扰动,从而实现对涡激振动的有效抑制。风洞试验结果验证了桥梁涡激振动在均... 为抑制桥梁涡激振动从而提升桥梁抗风性能,提出了一种基于深度强化学习的智能主动流动控制方法。研究利用合成射流对桥梁节段气动弹性模型尾流场的旋涡脱落进行扰动,从而实现对涡激振动的有效抑制。风洞试验结果验证了桥梁涡激振动在均匀稳定风场中的气动性能,并建立了合成射流激励器控制电压与射流流量的映射关系。通过对控制电压的系统性分析发现,控制电压与射流平均吹气速度近似线性正相关,且更高的控制电压能够显著提升抑制效果。随后,结合软演员-评论家(soft actor-critic,SAC)算法对合成射流的控制策略进行了优化,快速训练得出最优控制电压,并将振幅减少了83%。研究结果表明,合成射流结合深度强化学习算法能够高效抑制桥梁涡激振动,为桥梁风工程的抗风设计提供智能化解决方案。 展开更多
关键词 桥梁风致振动 主动流动控制 涡激振动 深度强化学习 合成射流
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