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气动力计算的积分技术讨论 被引量:3
1
作者 刘杰 朱自强 +1 位作者 陈泽民 吴宗成 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期139-143,共5页
讨论了“尾迹面积分法”的气动力计算方法及其改进技术.基于欧拉方程求解流场,通过对飞行器以外的一个控制体采用动量定理而得,是传统远场积分法的改进.在飞行器所在流场的下游一垂直于来流速度的截面上进行积分计算,得到升力、诱导阻... 讨论了“尾迹面积分法”的气动力计算方法及其改进技术.基于欧拉方程求解流场,通过对飞行器以外的一个控制体采用动量定理而得,是传统远场积分法的改进.在飞行器所在流场的下游一垂直于来流速度的截面上进行积分计算,得到升力、诱导阻力、激波阻力和总阻力.这种方法的优点是有利于外形复杂物体的气动力积分计算,并可将总阻力按产生的物理机理进行分解,以使设计师对飞行器的气动特点有更为明确的了解.详细讨论了影响这种方法计算精度和效率的多种因素及解决途径.各种数值模拟结果证明了该方法和改进技术的正确性和实用性. 展开更多
关键词 气动力计算 尾迹面积分 表面积分 阻力分解
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战术弹亚声速纵横向非线性气动力计算研究 被引量:2
2
作者 林炳秋 毛鸿羽 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1999年第1期105-110,共6页
基于势流方程,进一步发展了非线性涡格法,计算研究了“XX”布局战术弹的纵横向非线性气动性能;与实验数据比较表明,本法适用于M∞≤0.8,α∞≤15°。由于该法只需要在物面上划分网格,涡迹的松弛迭代都不超过30次,... 基于势流方程,进一步发展了非线性涡格法,计算研究了“XX”布局战术弹的纵横向非线性气动性能;与实验数据比较表明,本法适用于M∞≤0.8,α∞≤15°。由于该法只需要在物面上划分网格,涡迹的松弛迭代都不超过30次,使得该法具有适应性广、省机时、使用方便、计算准确的特点。每次计算能详细提供各部件的气动干扰性能以及分离涡的强度和位置,成为气动外形设计、研究的有力手段。 展开更多
关键词 纵横向 气动力计算 亚声速 导弹 非线性
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脱壳穿甲弹卡瓣飞散时的气动力计算 被引量:2
3
作者 何正求 尤国钊 李虎全 《兵工学报(弹箭分册)》 CSCD 1992年第3期37-42,共6页
通过脱壳穿甲弹弹托飞散时卡瓣/弹芯装置在风洞中的试验,得到不同状态下的脱壳流场纹影照片。着重分析了攻角α=8°、卡瓣与弹芯间隙△y/D=0.5时的脱壳流场结构和特征,讨论了存在脱体激波、激波诱导边界层分离和气流壅塞的脱壳流场... 通过脱壳穿甲弹弹托飞散时卡瓣/弹芯装置在风洞中的试验,得到不同状态下的脱壳流场纹影照片。着重分析了攻角α=8°、卡瓣与弹芯间隙△y/D=0.5时的脱壳流场结构和特征,讨论了存在脱体激波、激波诱导边界层分离和气流壅塞的脱壳流场的计算模型,提出了卡瓣、弹芯表面气动压力计算方法。计算结果能说明脱壳流场的基本特征,并且与实验结果的符合程度比Siegleman.D提出的计算结果更好些。本报告为研究卡瓣飞散动力学、弹芯气动干扰和卡瓣优化设计打下了基础。 展开更多
关键词 穿甲弹 气动力计算
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高压气体应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算 被引量:6
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作者 郑熹 《舰船科学技术》 1989年第6期7-18,共12页
本文从确定空气消耗量和在一定空气消耗量的情况下确定所吹除的容积两方面,介绍了高压空气应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算方法;系统地论述了火药燃气应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算,并给出了燃气吹除过程的基本方程式。总结了国... 本文从确定空气消耗量和在一定空气消耗量的情况下确定所吹除的容积两方面,介绍了高压空气应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算方法;系统地论述了火药燃气应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算,并给出了燃气吹除过程的基本方程式。总结了国内外有关应急吹除压载水舱的理论研究和试验结果,给出了比较完整的动态计算方法。 展开更多
关键词 吹除 压载水舱 气动力计算 空气消耗量 高压气体 燃气具 高压空气 下潜深度 基本方程式 火药力
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底部带姿控发动机的飞行器气动力计算
5
作者 王正华 陈兰 王承尧 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第2期6-10,共5页
本文提出了一种新的底部带姿控发动机的飞行器气动力计算方法。该方法将S.C.Ward的工程方法与作者近年来发展起来的底部带横向喷流的超音速强干扰流场的轴对称数值模拟方法有机地结合在一起,能给出喷流产生的包括直接、间接两部分在内... 本文提出了一种新的底部带姿控发动机的飞行器气动力计算方法。该方法将S.C.Ward的工程方法与作者近年来发展起来的底部带横向喷流的超音速强干扰流场的轴对称数值模拟方法有机地结合在一起,能给出喷流产生的包括直接、间接两部分在内的总推力和附加的俯仰力矩系数和偏航力矩系数。与无喷射的情形相比,底部阻力系数C_D减小了。 展开更多
关键词 气动力计算 姿控发动机 飞行器
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悬臂式多级离心风机气动力计算(英文)
6
作者 杨柳 陈扬枝 《机床与液压》 北大核心 2019年第6期22-27,共6页
对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系... 对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系计算经验公式和流量—功率关系计算经验公式。计算结果表明:增大叶轮叶片进口角,会使压力变化曲线更平缓,减小回流器叶片出口角可以降低能耗,为悬臂式多级离心风机的设计和改进提供参考。 展开更多
关键词 悬臂式 多级离心风机 气动力计算 冲角
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任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法
7
作者 林炳秋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第1期99-102,共4页
本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于... 本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于是,基于不可压的绕流理论,应用非线性面元法,计算该因子,与实验比较表明,本文方法不仅适用于小迎角的亚、跨、超音速流动,也适用于中等迎角的流动。 展开更多
关键词 分离涡 细长翼 极小展弦比翼身组合体 任意滚动角气动力计算方法
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微型扑翼飞行器气动力估算方法研究 被引量:1
8
作者 符冰 侯宇 《航空兵器》 2006年第5期7-11,共5页
微型扑翼飞行器是国际上的一个新的研究热点,但目前基于低雷诺数的非定常扑翼气动特性尚无精确的计算方法。本文在分析鸟类和昆虫飞行机理的基础上提出了一种新的计算扑翼飞行气动力的方法,这种方法原理简单,计算量不大,易于工程实现,... 微型扑翼飞行器是国际上的一个新的研究热点,但目前基于低雷诺数的非定常扑翼气动特性尚无精确的计算方法。本文在分析鸟类和昆虫飞行机理的基础上提出了一种新的计算扑翼飞行气动力的方法,这种方法原理简单,计算量不大,易于工程实现,为扑翼飞行器的设计、制作、应用提供了一定的理论依据。 展开更多
关键词 微型扑翼飞行器 扑翼模型 气动力计算
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导弹气动特性工程计算通用程序设计与研究 被引量:1
9
作者 程养民 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1999年第2期1-7,共7页
以三级以下弹箭常见的气动外形为计算模型,编制了气动特性工程计算通用程序(ADM系统),该软件适用于计算马赫数0~10、飞行攻角0~30°范围内多种火箭和导弹的气动参数。利用风洞实验数据详细检验了计算误差,除跨音速... 以三级以下弹箭常见的气动外形为计算模型,编制了气动特性工程计算通用程序(ADM系统),该软件适用于计算马赫数0~10、飞行攻角0~30°范围内多种火箭和导弹的气动参数。利用风洞实验数据详细检验了计算误差,除跨音速段外,升力、阻力系数计算误差分别小于3%和3.5%,压心系数误差小于1%。经过防雹火箭和探空火箭使用验证,该程序用于火箭设计是可靠的。 展开更多
关键词 导弹 气动特性 气动力计算 火箭弹 程序
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直升机地面开车过程旋翼/机体/起落架耦合气弹动力学分析 被引量:2
10
作者 侯鹏 杨卫东 +2 位作者 孙东红 黄斌根 董凌华 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第3期318-327,共10页
基于Hamilton能量原理,考虑直升机地面开车过程旋翼转速变化引起的惯性力及气动力变化的影响,建立旋翼起动过程,旋翼/机体/起落架耦合非线性气弹动力学模型,模拟分析直升机地面开车过程的瞬态响应,用于直升机地面开车过程的工程仿真研... 基于Hamilton能量原理,考虑直升机地面开车过程旋翼转速变化引起的惯性力及气动力变化的影响,建立旋翼起动过程,旋翼/机体/起落架耦合非线性气弹动力学模型,模拟分析直升机地面开车过程的瞬态响应,用于直升机地面开车过程的工程仿真研究。所建立的分析模型可以模拟旋翼起动过程中,由于旋翼气动力增加导致的机体重心提升及起落架的伸长;可以分析直升机机体姿态及桨叶瞬态响应。以旋翼起动过程中可能出现的桨叶摆振铰失效为例,检验模型模拟旋翼起动过程中各种突发情况的能力。数值分析结果表明:所建立模型可对直升机地面开车过程进行贴近真实的各种动态仿真。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 气动力弹性 气动力计算 响应分析
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细长飞行器的气动弹性发散分析 被引量:1
11
作者 陈文俊 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1989年第1期46-50,共5页
本文从下列两方面推广文献[1]中的二升力火箭弹体气动弹性发散分析:一是把两个集中升力扩大到任意个集中升力;二是计及空气动力干扰效应。
关键词 航天器 气动力计算 弹性发散
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考虑可燃药筒的内弹道多相流数学物理模型及其计算 被引量:1
12
作者 金志明 赵志建 《兵工学报》 EI CAS 1986年第1期17-27,共11页
本文把火炮膛内含有可燃药筒气固相的弹后气流作一维三相流处理,用运动控制体方法推导出多相流守恒方程。在三相运动速度相同的假设下,经恰当函数变换,得到守恒方程组的全部特征关系,并建立起物理数学模型。文中采用差分特征数值方法求... 本文把火炮膛内含有可燃药筒气固相的弹后气流作一维三相流处理,用运动控制体方法推导出多相流守恒方程。在三相运动速度相同的假设下,经恰当函数变换,得到守恒方程组的全部特征关系,并建立起物理数学模型。文中采用差分特征数值方法求解计算,比目前内弹道气动力计算中广泛应用的差分方法,有许多独特之处。本文还对带可燃药筒的高膛压火炮实际例证进行计算,计算结果与实验符合较好。 展开更多
关键词 可燃药筒 数学物理模型 多相流 内弹道计算 物理数学模型 气动力计算 差分方法 函数变换 计算 药室容积
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一种求解双曲方程新的有限差分算法 被引量:1
13
作者 郗大光 王荣生 陈家骅 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 1994年第1期14-21,共8页
本文提出一种适于求解一阶双向系统的新的差分格式。它的建立方法是:将所要求解的方程与解的空间导数所满足的微分方程同时离散化,然后再通过插值函数构成封闭的离散变量代数方程。在线性情况下的误差分析表明:该格式的幅值与位相误... 本文提出一种适于求解一阶双向系统的新的差分格式。它的建立方法是:将所要求解的方程与解的空间导数所满足的微分方程同时离散化,然后再通过插值函数构成封闭的离散变量代数方程。在线性情况下的误差分析表明:该格式的幅值与位相误差均小于常用的一、二阶差分格式;当其应用于非线性气动方程求解时,基本上可以消除数值扩散与振荡这两种非正常现象。 展开更多
关键词 双曲方程 差分格式 气动力计算
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小径高比环形静叶栅流道内和栅后径向静压分布的控制
14
作者 韩万今 徐文远 王仲奇 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1989年第1期33-39,32,共8页
采用任意曲线座标流场矩阵线松弛迭代法,对小径高比透平级S_2流面反问题进行了气功力计算。根据计算和实验结果,讨论了控制叶栅流道内及栅后径向静压分布的某些方法。
关键词 透平 气动力计算 压力分布
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基于系统辨识的自适应变形机翼控制系统设计
15
作者 谢长川 朱立鹏 +1 位作者 孟杨 冒森 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第10期2761-2770,共10页
针对固定翼飞行器无法在复杂多变飞行环境中始终处于最优气动构型的缺陷,提出能够根据飞行环境参数自适应变形的机翼设计理念。设计了一款通过刚性翼盒偏转实现变形功能的机翼,通过面元法耦合XFOIL黏性修正器进行气动模型仿真计算,对该... 针对固定翼飞行器无法在复杂多变飞行环境中始终处于最优气动构型的缺陷,提出能够根据飞行环境参数自适应变形的机翼设计理念。设计了一款通过刚性翼盒偏转实现变形功能的机翼,通过面元法耦合XFOIL黏性修正器进行气动模型仿真计算,对该机翼的气动特性进行分析;并在此基础上设计变形机翼舵机风洞试验平台,搭建测试采集系统,对航模舵机驱动变形的气动伺服系统进行低速风洞试验,通过子空间辨识法获得了气动伺服系统的数学模型,并通过比例积分微分(PID)控制结合Smith预估控制算法的方式进行舵机补偿控制。最后根据得到的变形机翼气动数据和舵机频响特性,以优化气动性能为目标设计了一款基于舵机补偿的自适应变形机翼反馈控制系统,可以实现在复杂环境中的舵机补偿和自适应变形,对后续变形机翼的设计提供了参考。 展开更多
关键词 变形机翼设计 风洞试验 气动力计算 舵机测试 系统辨识 变形控制律
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刚性变弯度机翼设计及低速风洞试验研究 被引量:3
16
作者 冒森 杨超 +1 位作者 谢长川 孟杨 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2021年第21期157-167,共11页
飞行器机翼变弯度技术可以实时调整机翼弯度来提高飞行效率,以适应复杂多变的任务环境,被认为是未来航空技术研究方向之一。考虑到当前技术成熟度和可靠性,设计了一款由四段刚性翼盒构成的变弯度机翼。变弯度机翼具有结构复杂,难以精确... 飞行器机翼变弯度技术可以实时调整机翼弯度来提高飞行效率,以适应复杂多变的任务环境,被认为是未来航空技术研究方向之一。考虑到当前技术成熟度和可靠性,设计了一款由四段刚性翼盒构成的变弯度机翼。变弯度机翼具有结构复杂,难以精确建模的特点,在初步设计阶段需要结合仿真计算和风洞试验开展研究。首先通过气动力计算软件XFOIL对刚性变弯度机翼进行仿真计算。然后设计变弯度机翼风洞试验平台,搭建测试采集系统,对刚性变弯度机翼进行低速风洞试验。仿真计算结果和风洞试验结果表明提出的刚性变弯度机翼作为变弯度机翼的一种设计方案,结构简单可靠且变形效果显著,在增升减阻,保证高升阻比和提供机翼配平力矩等方面具有优势。该方法设计的变形机翼风洞试验平台结构可靠,容易操作,其试验值和仿真计算值平均相对误差小于15%,能正确反映转角变化对刚性变弯度机翼气动力的影响,为设计方法的发展和未来实际飞行器的设计提供验证手段。 展开更多
关键词 变弯度机翼 变形机翼设计 风洞试验 气动力计算 结构设计
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基于参数化外形的通用大气飞行器建模与分析 被引量:9
17
作者 李惠峰 肖进 林平 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第11期2305-2311,共7页
提出了一类翼身组合升力体外形通用大气飞行器(Common Aero Vehicle,CAV)的参数化外形建模方法,采用气动工程预估方法计算CAV的气动系数,拟合得到能用于再入飞行器制导与控制仿真的气动模型,并通过分析,得到该模型静稳定性、气动效率及... 提出了一类翼身组合升力体外形通用大气飞行器(Common Aero Vehicle,CAV)的参数化外形建模方法,采用气动工程预估方法计算CAV的气动系数,拟合得到能用于再入飞行器制导与控制仿真的气动模型,并通过分析,得到该模型静稳定性、气动效率及气动控制特性等方面的结论。结合飞行器再入飞行的运动方程,选取平衡工作点,基于小扰动线性化模型得到系统特征根分布来分析其稳定性,发现固定姿态的滑翔飞行时系统有正半平面极点,需主动控制调节;为了分析机动性,提出了以星下点轨迹曲率求取CAV转弯半径的方法,可快速获取机动性评估与参考指标,结果表明,该模型具有较好的转弯机动能力。 展开更多
关键词 飞行动力 通用大气飞行器 参数化外形 气动力工程计算 建模
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基于CFD的WCMD增程设计及弹道仿真
18
作者 符宗文 李鹏 +1 位作者 耿丽娜 郑志强 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第6期168-170,173,共4页
以美国某WCMD为背景进行滑翔增程设计,以使其达到防区外打击的目的。文中借助商业CFD软件FLUENT获得了加装滑翔翼后WCMD在不同马赫数、不同攻角以及不同舵偏下的气动力系数和力矩系数;将计算所得的气动数据进行力矩配平处理后,进行了加... 以美国某WCMD为背景进行滑翔增程设计,以使其达到防区外打击的目的。文中借助商业CFD软件FLUENT获得了加装滑翔翼后WCMD在不同马赫数、不同攻角以及不同舵偏下的气动力系数和力矩系数;将计算所得的气动数据进行力矩配平处理后,进行了加装滑翔翼后WCMD的三自由度弹道仿真,结果表明文中所设计的滑翔翼能使WCMD达到防区外打击的目标,且对其它飞行器的滑翔增程设计有一定的参考价值。 展开更多
关键词 WCMD 气动力计算 FLUENT 增程 弹道仿真
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涡格法中二等分平板的升力和力矩的高精度解
19
作者 朱克勤 《气动实验与测量控制》 CSCD 1990年第1期76-81,共6页
本文从点涡和控制点位置的选取出发,研究涡格法中二等分二维平板的升力和力矩的高精度解。发现除传统的1/4和3/4法则之外,还有服从一定规律的无穷多种离散化格式存在,均可以得到精确的升力和力矩。这就为在保证升力和力矩精确的前提下,... 本文从点涡和控制点位置的选取出发,研究涡格法中二等分二维平板的升力和力矩的高精度解。发现除传统的1/4和3/4法则之外,还有服从一定规律的无穷多种离散化格式存在,均可以得到精确的升力和力矩。这就为在保证升力和力矩精确的前提下,寻找优于传统涡格法的载荷分布提供了理论依据。 展开更多
关键词 涡格法 平板 气动力计算 点涡
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Design and parametric optimization of thermal management of lithium-ion battery module with reciprocating air-flow 被引量:3
20
作者 刘燕平 欧阳陈志 +1 位作者 江清柏 梁波 《Journal of Central South University》 SCIE EI CAS CSCD 2015年第10期3970-3976,共7页
Single cell temperature difference of lithium-ion battery(LIB) module will significantly affect the safety and cycle life of the battery. The reciprocating air-flow module created by a periodic reversal of the air flo... Single cell temperature difference of lithium-ion battery(LIB) module will significantly affect the safety and cycle life of the battery. The reciprocating air-flow module created by a periodic reversal of the air flow was investigated in an effort to mitigate the inherent temperature gradient problem of the conventional battery system with a unidirectional coolant flow with computational fluid dynamics(CFD). Orthogonal experiment and optimization design method based on computational fluid dynamics virtual experiments were developed. A set of optimized design factors for the cooling of reciprocating air flow of LIB thermal management was determined. The simulation experiments show that the reciprocating flow can achieve good heat dissipation, reduce the temperature difference, improve the temperature homogeneity and effectively lower the maximal temperature of the modular battery. The reciprocating flow improves the safety, long-term performance and life span of LIB. 展开更多
关键词 lithium-ion battery thermal management reciprocating air-flow temperature difference orthogonal optimization SIMULATION
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