基于Q涡量法的路堤上450 km/h高速列车气动特性

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作者 王胜男 傅镇 杜礼明 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第29期12671-12680,共10页

450 km/h列车与路堤之间的相互作用可能会导致气动特性的非线性变化,引起列车在垂直方向上的不稳定。以450 km/h高速列车在路堤上的运行情况为研究对象,建立了列车和路堤三维气动仿真结构模型,探讨了列车在不同运行工况下的表面压力分... 450 km/h列车与路堤之间的相互作用可能会导致气动特性的非线性变化,引起列车在垂直方向上的不稳定。以450 km/h高速列车在路堤上的运行情况为研究对象,建立了列车和路堤三维气动仿真结构模型,探讨了列车在不同运行工况下的表面压力分布和列车风与不同风向的侧风耦合对列车外流场结构的影响,采用Q准则分析了合成风所导致的涡量差异。研究结果表明,在车速为450 km/h同一条件下,在风向角为0°~90°时,头车压力最值与流场速度随风向角增大而增大,而在风向角为90°~180°时,变化则相反;与列车顺风行驶相比,逆风行驶时,列车表面的涡流区区域明显更大,且车身脱落的涡结构向车尾聚集;随着车速提升,列车表面的涡量值显著增大,车速450 km/h时涡量比250 km/h时增大51.3%;列车在路堤上行驶时侧风风向角对其气动升力和阻力影响很大,列车所受阻力与升力随着风向角增大而呈现先增大后减小趋势,横风下(即风向角90°)列车的气动性能最差,在0°~90°与90°~180°时,列车气动力变化趋势大体呈“对称”分布。 展开更多

关键词 Q涡量法 高速列车 路堤 气动特性 风向角

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类F-16飞行器风洞虚拟飞行试验研究 被引量：9

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作者 张石玉 赵俊波 +2 位作者 付增良 梁彬 周家检 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期49-54,86,共7页

为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象,研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统,开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证,在大迎角试验... 为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象,研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统,开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证,在大迎角试验中测量到俯仰运动失稳现象,在负迎角试验中测量到横航向耦合失稳现象。研究表明:在横航向耦合失稳时,采用副翼增稳滚转通道难以恢复横航向稳定性,且可能发生运动-控制耦合振荡,而通过升降舵机动改变迎角可有效恢复横航向稳定性。 展开更多

关键词 F-16 3-Dof 虚拟飞行试验 非定常气动力 大迎角 横航向稳定性

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超音速大攻角子弹药气动特性数值研究 被引量：2

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作者 完颜振海 冯顺山 +1 位作者 董永香 李顺平 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第6期159-161,共3页

子弹药从母弹中抛出时受诸多因素影响会发生翻转,其外弹道设计和计算需要研究其在大攻角情况下的气动特性。采用激波捕捉型和激波装配型两种网格,基于有限体积法求解积分形式的Navier-Stokes方程,使用可实现kε湍流模型封闭方程,对子弹... 子弹药从母弹中抛出时受诸多因素影响会发生翻转,其外弹道设计和计算需要研究其在大攻角情况下的气动特性。采用激波捕捉型和激波装配型两种网格,基于有限体积法求解积分形式的Navier-Stokes方程,使用可实现kε湍流模型封闭方程,对子弹药进行稳态数值模拟。得到其零升阻力系数随马赫数的分布规律,及马赫数为1.5时全攻角范围内的气动系数分布规律,使用数值纹影法显示流场特性随攻角的变化情况,结果采用Missile Datcom验证。 展开更多

关键词 气动特性 子弹药 超音速 大攻角 计算流体力学

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前体边条控制技术应用 被引量：3

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作者 夏雪湔 周丹杰 麻树林 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 1997年第1期54-58,共5页

采用各种不同形状和安装位置的前体边条对前体涡进行控制，研究各种前体边条对全机大迎角气动特性的影响。

关键词 前体涡控制 前体边条 大迎角 机翼空气动力学

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组合体大迎角侧向气动特性研究 被引量：2

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作者 林炳秋 叶卫国 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第2期250-254,共5页

本文通过实验和理论分析,集中研究小展弦细长翼的翼身组合体的大迎角横向气动特性。研究表明,在大迎角定常非对称涡的范围内,由于翼身组合段对后柱体的边界层分离起遮蔽作用,大大削弱了非对称头涡在后柱体上诱导的侧力。实验证实,平置... 本文通过实验和理论分析,集中研究小展弦细长翼的翼身组合体的大迎角横向气动特性。研究表明,在大迎角定常非对称涡的范围内,由于翼身组合段对后柱体的边界层分离起遮蔽作用,大大削弱了非对称头涡在后柱体上诱导的侧力。实验证实,平置式翼身组合体的侧力要比单独体的侧力大;带两对弹翼的一般翼身组合体,它的侧力主要由前体以及弹翼组成,如果前体涡在弹翼上诱导的侧力与前体的侧力同向,则该侧力要比平置式布局" ○ "的侧力大得多。 展开更多

关键词 组合体 大迎角 侧向气动特性 战术弹 展弦比 定常非对称分离涡

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空射火箭箭机分离过程气动特性仿真 被引量：1

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作者 屈亮 张登成 +2 位作者 张艳华 胡孟权 李达 《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2013年第3期28-32,共5页

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-ω模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型... 为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-ω模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析。仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态;当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定。 展开更多

关键词 空射火箭 箭机分离 大迎角 气动特性 非对称涡

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格栅翼空气动力特性数值模拟研究 被引量：3

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作者 余奇华 敬代勇 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第6期162-164,共3页

为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响。结果表明:与平面翼相比格栅翼具有失速攻角大、铰链力矩小等优点;... 为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响。结果表明:与平面翼相比格栅翼具有失速攻角大、铰链力矩小等优点;格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面法向力影响较小,对轴向力影响很大。 展开更多

关键词 格栅翼 大攻角 气动特性 数值模拟

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带扰流板下偏的多段翼型地面效应数值模拟 被引量：4

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作者 刘江 白俊强 +2 位作者 高国柱 昌敏 刘南 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期167-176,共10页

采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小,多段翼... 采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小,多段翼型的升力和阻力减小,升阻比有所增大;升力系数的减小幅值随着离地高度的减小和迎角的增大逐渐增大,最大可以减小22%左右;地效影响下,主翼上表面吸力减小导致的升力系数减小幅值是下表面压力增大导致的升力系数增大幅值的3倍以上。升力系数减小原因分析表明:(1)地面效应对干净翼型升力系数的影响与迎角范围有关,在中小迎角下升力系数增大,在大迎角下升力系数减小,而多段翼型往往工作在大迎角下的起降阶段,故其升力系数在地效作用下减小;(2)扰流板下偏前后的升力系数增量随着离地高度的减小而减小,最大减小量可以达到50%左右,说明地面效应使得多段翼型前后部件之间的增升作用减弱,从而导致多段翼型的升力系数进一步减小。 展开更多

关键词 扰流板下偏 多段翼型 地面效应 数值模拟 气动性能

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小展弦比飞翼高速大攻角下横航向气动力散布分析 被引量：1

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作者 解克 沈清 王强 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2020年第8期115-120,共6页

为了深入分析小展弦比飞翼布局气动力特性,采用了风洞试验方法对一种小展弦比飞翼布局开展了静态测力试验研究,得到了该模型的基本气动力特性。试验研究结果表明,在多次重复性试验条件下,横航向气动力出现较大的散布,其中,Ma=0.8,散布... 为了深入分析小展弦比飞翼布局气动力特性,采用了风洞试验方法对一种小展弦比飞翼布局开展了静态测力试验研究,得到了该模型的基本气动力特性。试验研究结果表明,在多次重复性试验条件下,横航向气动力出现较大的散布,其中,Ma=0.8,散布区域攻角变化范围为α=12°~28°;Ma=0.95,散布区域攻角变化范围为α=8°~16°;Ma=1.5,散布区域攻角变化范围为α=14°~16°。在重复性试验中出现这种测试值的散布,表明在该试验条件下,气动力具有明显的不确定性;在这些飞行条件下小展弦比飞翼布局可能出现横航向失稳运动。 展开更多

关键词 小展弦比 飞翼布局 大攻角 横航向 散布

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大攻角下防空导弹的气动力/直接力复合控制系统设计

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作者 郭建国 周凤岐 周军 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2004年第S4期260-263,共4页

针对采用了微型姿态发动机的防空导弹,基于防空导弹在大攻角下的气动力/直接力复合控制系统的非线性数学模型,并根据产生直接力的特点,设计防空导弹的气动力/直接力复合控制系统.仿真结果表明该复合控制系统大大缩短了防空导弹的过载上... 针对采用了微型姿态发动机的防空导弹,基于防空导弹在大攻角下的气动力/直接力复合控制系统的非线性数学模型,并根据产生直接力的特点,设计防空导弹的气动力/直接力复合控制系统.仿真结果表明该复合控制系统大大缩短了防空导弹的过载上升时间,同时提高了防空导弹的可用过载和机动能力。 展开更多

关键词 大攻角 气动力/直接力 复合控制

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飞机机身大迎角气动力实验研究

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作者 曹义华 邓学蓥 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第3期239-244,共6页

本文研究了机身模型在迎角０～９０°范围内的气动特性，实验风速为２１ｍ／ｓ，相应的实验雷诺数（基于机身直径）为０．８６×１０５。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比，以研究机身形状和几何参数... 本文研究了机身模型在迎角０～９０°范围内的气动特性，实验风速为２１ｍ／ｓ，相应的实验雷诺数（基于机身直径）为０．８６×１０５。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比，以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等５种前体以及相应的后体：所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细比、前体椭圆厚度比以及后体长细比。通过实验发现：侧力起始迎角主要由前体头部的几何特征来控制，同时前体形状的变化对机身非对称侧力的形成，发展起重要作用。 展开更多

关键词 飞机 机身 大迎角 气动特性 低速实验

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集中涡法在计算旋成体大迎角气动特性中的应用 被引量：1

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作者 班先林 屠兴 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1990年第2期161-167,共7页

本文用集中涡法计算了尖头旋成体在大迎角时的气动特性。基于实验数据,选取了一组比较合适的自由积分参数,建立了初始分离角和雷诺数之间的经验关系式,从而在计算中较好地考虑了雷诺数的影响。马赫数的影响是通过Gthert法则进行修正予... 本文用集中涡法计算了尖头旋成体在大迎角时的气动特性。基于实验数据,选取了一组比较合适的自由积分参数,建立了初始分离角和雷诺数之间的经验关系式,从而在计算中较好地考虑了雷诺数的影响。马赫数的影响是通过Gthert法则进行修正予以考虑的。旋涡运动的微分方程组是用变步长的四阶龙格-库塔法来求解的。根据不同的积分位置分别选择三种不同的积分初始步长,以提高计算速度。本文对F_3A16和F3.5A7两种模型作了计算,计算结果和实验结果吻合得较好。 展开更多

关键词 大迎角 旋成体 气动特性 集中涡法

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鸭翼/边条对融合体型机身大攻角气动特性影响

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作者 范国磊 邓学蓥 +1 位作者 王延奎 田伟 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期596-600,共5页

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... 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. 展开更多

关键词 融合体型机身 大攻角 气动特性

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星舰气动布局性能特点分析 被引量：9

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作者 李志文 张磊 +2 位作者 李亮 黄斌 袁海涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第5期1-14,共14页

星舰(Starship)是当前美国太空探索公司(SpaceX)推出的新一代可重复使用航天运输系统。本文基于公开资料,采用数值仿真方法,对星舰气动布局开展了建模、计算和分析,从升阻特性、配平特性、稳定性、上反控制与传统鸭翼对比等方面对星舰... 星舰(Starship)是当前美国太空探索公司(SpaceX)推出的新一代可重复使用航天运输系统。本文基于公开资料,采用数值仿真方法,对星舰气动布局开展了建模、计算和分析,从升阻特性、配平特性、稳定性、上反控制与传统鸭翼对比等方面对星舰布局气动特性进行了论述,同时结合弹道计算情况,开展了热环境分析及防热材料、工艺分析,从总体设计的角度对星舰布局设计理念进行剖析。研究表明:星舰采用的前后翼控制方式与大攻角飞行相匹配,能够实现大攻角全速域可控,无尾布局横航向大攻角区间静稳定,上反控制与传统鸭舵相比大攻角飞行时具有高效、低热特点。综合来说,星舰气动布局任务需求明确,设计目标清晰、方案简洁合理。 展开更多

关键词 星舰 气动布局 气动特性 大攻角 计算流体力学 上反控制 鸭翼

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来流具有空间攻角的波浪型杆件绕流特性研究

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作者 赵萌 刘美英 +2 位作者 贾彦 刘晓禹 王益鹤 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2021年第2期488-493,共6页

针对波浪型杆件,建立三种波长模型,通过大涡模拟方法在高雷诺数下对来流具有空间攻角的波浪型杆件绕流特性进行分析,研究了不同波长的波浪型杆件速度、压力分布规律,探讨了其周向压力系数、阻力、升力的时域和频域特性。结果表明:表面... 针对波浪型杆件,建立三种波长模型,通过大涡模拟方法在高雷诺数下对来流具有空间攻角的波浪型杆件绕流特性进行分析,研究了不同波长的波浪型杆件速度、压力分布规律,探讨了其周向压力系数、阻力、升力的时域和频域特性。结果表明:表面倾斜度越大,则表面压力变化越大;波长越小,杆件阻力系数的幅值及主要峰值的范围也大。结合绕流场特性,对比λ/D_(m)=5.5、λ/D_(m)=3.26及λ/D_(m)=2.24的波浪型杆件,当来流具有空间攻角时λ/D_(m)=3.26的波浪型杆件可以得到较好的减阻、减振效果。研究结果对有波浪型杆件绕流特性的研究及应用具有重要意义和价值。 展开更多

关键词 波浪型杆件 高雷诺数 空间攻角 绕流场 气动特性

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航天飞机在再入段的亚音速空气动力特性的一种有效算法 被引量：1

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作者 王良益 《南京航空学院学报》 CSCD 1990年第2期36-43,共8页

本文采用吸力比拟原理,结合基本解的数值计算方法,用来计算航天飞机机翼从小迎角到大迎角(a=0°～30°)的亚音速纵向气动特性;而对零升阻力和机身气动特性,则用工程估算方法计算。由于目前的航天飞机,一般为下单翼的复杂外形翼... 本文采用吸力比拟原理,结合基本解的数值计算方法,用来计算航天飞机机翼从小迎角到大迎角(a=0°～30°)的亚音速纵向气动特性;而对零升阻力和机身气动特性,则用工程估算方法计算。由于目前的航天飞机,一般为下单翼的复杂外形翼-身组合体,根据文[9]的原理,可忽略翼-身干扰对纵向气动特性的影响。 本文导得可以计及涡效应的任意平面形状边条机翼的亚音速气动特性的计算公式,亦可计算尖梢机翼的展向升力分布。公式中所需的位流系数可采用涡格面元法进行数值计算来获得,压缩性效应则通过位流系数来计及。 本文计算了多种机翼和航天飞机的气动特性。与实验数据比较表明,本方法具有方法简便、计算快速和计算结果具有设计精度的优点,是计算航天飞机亚音速气动特性的一种有效方法。可供航天飞机初步设计使用,亦可作为航天飞机气动优化设计系统中的子系统。经过适当推导,本方法可推广应用于亚音速前缘的超音速情况。 展开更多

关键词 航天飞机 亚音速 气动特性 计算

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展望系统辨识方法在大攻角气动问题研究中的应用

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作者 阮尚义 许光明 《气动实验与测量控制》 CSCD 1992年第2期11-19,共9页

在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以... 在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。 展开更多

关键词 大攻角 气动特性 模型自由飞 风洞

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