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Linux操作系统下MGAERO气动计算后处理软件开发
1
作者 王鹏 张靖 关为群 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2002年第1期60-62,共3页
介绍了 Linux操作系统下 MGAERO气动计算软件计算数值结果后处理软件系统的功能、结构和性能要求 ,并阐述了其关键技术。
关键词 LINU GNOME/GTK+编程 气动计算后处理 MGAERO 亚跨超音速外流气动计算软件系统
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压气式气吹灭弧室的气动计算 被引量:4
2
作者 王尔智 林莘 除建源 《电工技术学报》 EI CSCD 北大核心 1994年第1期40-43,29,共5页
本文主要计算了气吹断路器中喷口内一维非定常气流流动参数分布。在上游压气室气压变化条件下计算了喷口内气流流动速度和压力分布特性。从理论上分析计算了空载及开断电流为40kA条件下电弧热效应对分闸速度及喷口内焓流特性的影响。
关键词 断路器 灭弧室 气动计算
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快船式飞行器参数化建模及高超声速气动计算 被引量:2
3
作者 赵彪 崔乃刚 +2 位作者 郭继峰 黄盘兴 王平 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1040-1046,共7页
针对快船式飞行器概念研究和总体设计的需要,将已知几何构型截面划分为三个形状控制函数,并基于圆锥曲线拼接的思想将其封闭为统一的参数化截面形状函数。通过动态调整形状函数的少量控制参数,可获得一簇连续的形状截面,实现了飞行器几... 针对快船式飞行器概念研究和总体设计的需要,将已知几何构型截面划分为三个形状控制函数,并基于圆锥曲线拼接的思想将其封闭为统一的参数化截面形状函数。通过动态调整形状函数的少量控制参数,可获得一簇连续的形状截面,实现了飞行器几何外形的快速参数化建模。基于三角面元划分,进行了高超声速气动特性工程计算,并给出了数据的4阶多项式拟合公式。设计了一种中长航程任务,采用全数值预测校正再入制导算法对快船式飞行器和阿波罗飞船进行了相同条件的再入仿真。仿真表明,相比传统飞船,快船式飞行器升阻比增大,机动性增强,过载环境改善,着陆精度更高。 展开更多
关键词 快船飞行器 参数化几何建模 高超声速气动计算 总体设计
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基于可压缩修正k-ε模型的弹丸气动计算 被引量:2
4
作者 王乐 宋卫东 杨晓霖 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2013年第1期149-151,155,共4页
弹丸在高速飞行时外流场的可压缩性在早期发展的湍流模型中没有体现出来。文中依托OpenFOAM软件平台研究带可压缩性修正的k-ε湍流模型对弹丸气动计算的影响。分别将标准k-ε模型和带有可压缩修正的k-ε模型应用到弹丸气动计算中,发现... 弹丸在高速飞行时外流场的可压缩性在早期发展的湍流模型中没有体现出来。文中依托OpenFOAM软件平台研究带可压缩性修正的k-ε湍流模型对弹丸气动计算的影响。分别将标准k-ε模型和带有可压缩修正的k-ε模型应用到弹丸气动计算中,发现带有可压缩修正的模型更能反映流场的特性,其计算值与试验值更加接近。结果表明,弹丸高速飞行时外流场的可压缩性是不容忽视的,可压缩修正模型能显著提高气动参数的计算精度。 展开更多
关键词 可压缩修正 湍流模型 OpenFOAM软件 气动计算
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气动计算在小口径弹丸设计中的应用
5
作者 徐劲祥 张聘义 +1 位作者 王磊 祁载康 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2004年第1期76-78,共3页
对弹丸飞行稳定性进行了分析,文中提出利用MGAERO气动软件计算弹丸的气动力参数,以减少采用经验公式估算气动力系数和压心位置等参数带来的误差,可为弹丸飞行稳定性分析和总体参数设计提供参考依据。
关键词 气动计算 飞行稳定性 陀螺稳定因子 MGAER0 气动力学
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冷气喷嘴气动计算与试验分析
6
作者 胡伟 周军 《火箭推进》 CAS 2002年第6期10-14,共5页
冷气发动机一般使用压缩空气或氮气等气体作为推进剂,虽然比冲低,但具有系统简单、可靠性高、无毒无污染等优点,适用于运载器的姿态控制和卫星轨道控制。本文研究了冷气喷嘴的气动原理,给出了基本参数的计算方法,分析了试验条件下气体... 冷气发动机一般使用压缩空气或氮气等气体作为推进剂,虽然比冲低,但具有系统简单、可靠性高、无毒无污染等优点,适用于运载器的姿态控制和卫星轨道控制。本文研究了冷气喷嘴的气动原理,给出了基本参数的计算方法,分析了试验条件下气体在喷管内型面上的流动状态和损失,并对依此设计的冷气装置进行试验,分析了试验结果,所得结论对喷嘴设计及试验数据分析提供了依据。 展开更多
关键词 冷气发动机 气动计算 试验分析
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腹部进气布局导弹气动计算方法研究 被引量:1
7
作者 李雪平 曹奕涛 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2018年第3期129-134,共6页
由于腹部进气布局导弹进气道和弹体内外流相互干扰,使得此类导弹的气动性能难以计算。为解决初步设计阶段此类导弹的气动计算问题,文中以DATCOM程序为基础,以CFD数值模拟为依据,采用部件组拆方法,发展了一种腹部进气布局导弹的气动力快... 由于腹部进气布局导弹进气道和弹体内外流相互干扰,使得此类导弹的气动性能难以计算。为解决初步设计阶段此类导弹的气动计算问题,文中以DATCOM程序为基础,以CFD数值模拟为依据,采用部件组拆方法,发展了一种腹部进气布局导弹的气动力快速估算方法。结果显示,该方法计算速度快、适应性好、精度高,在吸气式导弹初步设计中具有较高的应用价值。 展开更多
关键词 吸气式导弹 气动计算 腹部进气道
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对转开式转子气动噪声预测与优化方法综述
8
作者 吴东林 张家齐 洪志亮 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期62-74,共13页
开式转子发动机因其高效率和低油耗的特性,成为新一代绿色飞机实现节能减排的理想动力选择。在日益严格的航空噪声规章背景下,解决开式转子发动机的气动噪声问题尤为关键。采用文献调研法,以先前研究为基础,综述了对转开式转子气动噪声... 开式转子发动机因其高效率和低油耗的特性,成为新一代绿色飞机实现节能减排的理想动力选择。在日益严格的航空噪声规章背景下,解决开式转子发动机的气动噪声问题尤为关键。采用文献调研法,以先前研究为基础,综述了对转开式转子气动噪声的预测方法与优化技术。在气动噪声预测方面,基于计算流体力学与计算气动声学的混合方法被广泛用于解析复杂流动与声场特性,而无网格预测模型方法在保证预测精度的同时显著提高计算效率;在气动噪声优化方法方面,梳理了参数扫描、确定性优化、随机优化及代理优化等方法的优势与不足,其中代理优化方法在处理开式转子气动噪声问题时显示出了良好的应用前景。融合智能算法和多学科协同优化的气动噪声预测及优化方法,可为未来开式转子发动机的降噪设计提供技术参考。 展开更多
关键词 开式转子发动机 对转开式转子 气动噪声预测 降噪设计 计算气动声学
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带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性计算方法
9
作者 陈则霖 《气动实验与测量控制》 CSCD 1992年第1期77-83,共7页
一种计算方法可用于确定带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性。计算中,忽略了粘性影响,采用线化小扰动假设,根据基本解迭加的方法,求出了带进气道的翼身组合体的表面压力分布、法向力和俯仰力矩系数并给出了算例。算例结果表明:在... 一种计算方法可用于确定带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性。计算中,忽略了粘性影响,采用线化小扰动假设,根据基本解迭加的方法,求出了带进气道的翼身组合体的表面压力分布、法向力和俯仰力矩系数并给出了算例。算例结果表明:在上述假设下,进气速度比对于全弹压力分布有影响,主要是在进气道附近,进气速度比对全弹法向力和俯仰力矩的影响较小,在初步设计时可以忽略。 展开更多
关键词 气动计算 翼身组合体 进气道
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高分辨率有限差分-有限元混合方法及其在气动热计算中的应用 被引量:12
10
作者 段占元 童秉纲 姜贵庆 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第4期462-467,共6页
在文献[1]结合NND格式思想[2]提出的有限元格式基础上,给出一种有限差分-有限元混合方法。通过求解完全Navier-Stokes方程,得到了高超声速情况下钝头体轴对称绕流的较满意结果,同时讨论了网络Re数对驻点热流的影响。
关键词 高超声速流 热流 有限差分 有限元 气动计算
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飞机气动性能辅助计算演示系统设计 被引量:7
11
作者 褚双磊 温瑞英 +2 位作者 王玉 任强 魏志强 《实验技术与管理》 CAS 北大核心 2017年第2期140-143,共4页
为帮助学生学好空气动力学课程,提高有关空气动力学的计算能力,达到卓越工程师教育培养计划的要求,设计了一款飞机气动性能辅助计算演示系统。该系统采用可视化编程语言,包括飞行力学基础计算、初级空气动力学计算和高级空气动力学计算... 为帮助学生学好空气动力学课程,提高有关空气动力学的计算能力,达到卓越工程师教育培养计划的要求,设计了一款飞机气动性能辅助计算演示系统。该系统采用可视化编程语言,包括飞行力学基础计算、初级空气动力学计算和高级空气动力学计算等3个功能模块。可以设置不同计算参数和计算条件,实现快速输入、快速输出、实时显示计算结果,达到课上演示气动性能计算辅助教学的目的。 展开更多
关键词 气动力学 飞机气动性能计算 教学演示 软件开发
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高超声速飞行器关键部位气动热计算 被引量:8
12
作者 杨恺 高效伟 《计算力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期13-18,共6页
运用快速算法对高超声速飞行器外表面的一些关键部位经受的气动热环境进行计算分析。在理论和经验公式的基础上,利用轴对称比拟法考虑攻角影响,采用局部相似性解及参考焓等方法确定飞行器有攻角再入的表面气动加热,发展了一套高超声速... 运用快速算法对高超声速飞行器外表面的一些关键部位经受的气动热环境进行计算分析。在理论和经验公式的基础上,利用轴对称比拟法考虑攻角影响,采用局部相似性解及参考焓等方法确定飞行器有攻角再入的表面气动加热,发展了一套高超声速飞行器关键部位气动热的计算方法。以钝锥为算例对计算方法进行了验证,结果表明,本文所述方法具有较高的效率和精度。 展开更多
关键词 高超声速 关键部位 气动计算 工程算法
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气动力计算的积分技术讨论 被引量:3
13
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 气动计算 尾迹面积分 表面积分 阻力分解
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平底后缘风力机翼型气动噪声计算研究 被引量:5
14
作者 余雷 宋文萍 闫利 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期513-517,共5页
基于二维雷诺平均NS方程,采用SST k-ω湍流模型结合γ-■θt转捩判断方法,对传统尖后缘翼型及修形后的平底后缘翼型进行了粘性绕流数值计算;在此基础上结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)声学方程,采用混合方法对平底后缘翼型的气动噪... 基于二维雷诺平均NS方程,采用SST k-ω湍流模型结合γ-■θt转捩判断方法,对传统尖后缘翼型及修形后的平底后缘翼型进行了粘性绕流数值计算;在此基础上结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)声学方程,采用混合方法对平底后缘翼型的气动噪声进行了计算。计算结果和实验结果吻合良好,表明文中方法在平底后缘风力机翼型气动噪声计算方面具有良好的应用前景。 展开更多
关键词 平底后缘翼型 气动噪声计算 γ-■θt转捩判断方法 CFD/FW-H方法
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风力机翼型气动噪声非线性声学计算 被引量:5
15
作者 余雷 宋文萍 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第2期266-272,共7页
采用非线性计算气动声学方法和基于雷诺平均NS方程的计算流体力学方法对常规尖后缘风力机翼型及其修型后的钝后缘翼型的气动噪声进行了计算。首先,对两种方法得到的翼型气动性能及翼型绕流流动进行了对比,结果表明非线性方法提供的湍流... 采用非线性计算气动声学方法和基于雷诺平均NS方程的计算流体力学方法对常规尖后缘风力机翼型及其修型后的钝后缘翼型的气动噪声进行了计算。首先,对两种方法得到的翼型气动性能及翼型绕流流动进行了对比,结果表明非线性方法提供的湍流相关信息比基于雷诺平均NS方程的计算方法更加详细。然后,将声学计算结果与相关声学实验进行了对比,非线性方法对两种翼型气动噪声的预测结果与实验结果吻合良好,而基于雷诺平均NS的计算方法则明显低估了尖后缘风力机翼型的气动噪声。最后,对两种翼型不同的噪声产生机理进行了分析,并讨论了两种计算方法不同的数值模拟能力。 展开更多
关键词 气动噪声计算 非线性声学求解 湍流人工重构 风力机翼型
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喷流气动噪声仿真计算 被引量:4
16
作者 刘兴强 黄文超 李红丽 《科学技术与工程》 北大核心 2019年第22期338-342,共5页
针对内外涵分开双喷流的噪声问题进行了仿真计算研究.计算采用"CFD+CAA"的混合方法,流场计算采用大涡模拟(LES),捕捉流场中的主要噪声源;声场计算采用FW-H(Ffowcs Williams&Hawkings equation)方程积分得到远场噪声信息.... 针对内外涵分开双喷流的噪声问题进行了仿真计算研究.计算采用"CFD+CAA"的混合方法,流场计算采用大涡模拟(LES),捕捉流场中的主要噪声源;声场计算采用FW-H(Ffowcs Williams&Hawkings equation)方程积分得到远场噪声信息.为了降低喷流噪声,在内涵安装了锯齿形喷嘴.安装锯齿形喷嘴后,内外涵气流掺混增强,增加了内涵的喷流有效面积,使得中低频噪声降低,高频噪声略有增加,总体降噪量3~5 dB.喷流噪声具有明显的指向性,喷流下游噪声明显高于上游,总体指向喷流下游. 展开更多
关键词 喷流噪声 锯齿形喷嘴 气动噪声计算 大涡模拟 FW-H方程
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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
17
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 气动计算 亚声速 导弹 非线性
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采用计算气动声学研究高速列车表面偶极子声源外辐射的指向性 被引量:8
18
作者 郑拯宇 李人宪 《现代制造工程》 CSCD 北大核心 2012年第6期42-46,共5页
将边界元声场分析方法与流体动力学分析技术有机结合起来,在某高速列车边界元模型中,导入流场脉动压力数据并在声学网格上转换成气动偶极子声源边界条件,采用直接边界元算法实现了基于表面偶极子声源的列车气动噪声外辐射声场的数值仿真... 将边界元声场分析方法与流体动力学分析技术有机结合起来,在某高速列车边界元模型中,导入流场脉动压力数据并在声学网格上转换成气动偶极子声源边界条件,采用直接边界元算法实现了基于表面偶极子声源的列车气动噪声外辐射声场的数值仿真,在此基础上对列车气动噪声外辐射场声压力分布规律以及车身表面偶极子源外辐射的指向性等特性进行了分析。研究表明:列车两侧的正横方向为车身表面偶极子声源主要水平声辐射方向,在离声源中心25m距离上可达80dB左右;车顶上方为主要横向声辐射声域,25m距离上可达83dB;频率越高,车身表面偶极子声源的指向性越强。 展开更多
关键词 车辆工程 气动噪声 计算气动声学 偶极子声源 边界元法 指向性分析
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弹射座椅气动参数的数值计算 被引量:4
19
作者 郁嘉 林贵平 《中国工程科学》 2007年第6期53-57,共5页
为了解决弹射座椅研究中风洞试验不足和气动参数缺乏的问题,尝试了采用计算流体力学(CFD)方法,利用CFD计算软件Fluent求解N-S方程,对弹射座椅的外流场进行数值计算,求得了弹射座椅不同姿态下的气动参数值,并将部分气动参数与风洞试验的... 为了解决弹射座椅研究中风洞试验不足和气动参数缺乏的问题,尝试了采用计算流体力学(CFD)方法,利用CFD计算软件Fluent求解N-S方程,对弹射座椅的外流场进行数值计算,求得了弹射座椅不同姿态下的气动参数值,并将部分气动参数与风洞试验的测量值进行了对比,结果发现,计算结果与试验值的变化趋势完全相同,大多数计算值与试验值的误差都在10%以内,能够满足工程计算的需要,可以作为试验值的补充和替代。通过CFD方法在弹射座椅气动参数计算中的应用,可以看到CFD方法在弹射座椅的研究中有着广阔的应用前景。 展开更多
关键词 弹射座椅 救生系统 计算流体力学(CFD) 气动参数计算
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计算气动声学中的高阶Nodal-DG方法研究 被引量:1
20
作者 陈二云 赵改平 +1 位作者 杨爱玲 卓文涛 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2012年第3期168-171,共4页
气动噪声的直接模拟对数值格式的色散、耗散特性提出了严格的要求。基于描述声波的线性双曲方程,运用本征值方法分析了高阶Nodal-DG方法的色散、耗散特性。结果发现,对于任意给定的m阶多项式基函数,数值波解有m+1个值,但仅有一个能够表... 气动噪声的直接模拟对数值格式的色散、耗散特性提出了严格的要求。基于描述声波的线性双曲方程,运用本征值方法分析了高阶Nodal-DG方法的色散、耗散特性。结果发现,对于任意给定的m阶多项式基函数,数值波解有m+1个值,但仅有一个能够表示对应微分方程的物理波传播方式,其余的都是寄生波,且两种波型的传播方向相反。通过与Tam的DRP格式和Lele的六阶紧致格式进行比较,发现在相同的计算精度下,Nodal-DG方法的有效求解波数范围介于DRP格式和六阶紧致格式之间。通过对初始扰动为高斯波形的计算比较发现,在较少的网格数下,Nodal-DG方法的计算结果可以与紧致格式的计算结果相比,但优于DRP格式的计算结果,非常适合于气动声学的数值模拟,为气动声场的直接计算提供了一种新的方法。 展开更多
关键词 计算气动声学 色散耗散特性 Nodal-DG方法
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