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低速风洞进气道连续扫描试验方法研究
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作者 徐彬彬 刘庭申 +3 位作者 巫朝君 孙福振 王学 陈袁 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2024年第6期83-92,共10页
在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程,给出了连续扫描试验数据处理方法,并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试... 在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程,给出了连续扫描试验数据处理方法,并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试验。两种方法试验结果一致性较好,所获得的进气道出口截面气动特性参数差值远小于国军标精度要求。试验结果验证了进气道连续扫描试验方法的有效性和可行性。与进气道常规试验方法相比,连续扫描试验方法能够大幅度提高试验效率,同时还能够获得更多的有效试验数据。 展开更多
关键词 进气道试验 风洞试验 连续扫描 试验方法 FL–13风洞
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低温表面冷凝结霜特性预测模型研究进展
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作者 宋孟杰 孔德翰 +5 位作者 余思锐 赵玉刚 陈宁立 王海东 张龙 张旋 《哈尔滨工业大学学报》 北大核心 2025年第5期38-58,共21页
结霜是日常生活与工业生产中常见的低温物理现象,且往往产生负面影响。结霜模拟技术不仅有助于深入理解结霜过程,还可为防/除霜技术的发展提供理论指导,降低或避免能源、航天、交通、电力、冷藏等领域因霜导致的潜在危害。为充分理解结... 结霜是日常生活与工业生产中常见的低温物理现象,且往往产生负面影响。结霜模拟技术不仅有助于深入理解结霜过程,还可为防/除霜技术的发展提供理论指导,降低或避免能源、航天、交通、电力、冷藏等领域因霜导致的潜在危害。为充分理解结霜这一非均匀、变密度、移动边界、连续相变的复杂传热传质与流动耦合过程,分别基于低温表面冷凝结霜过程中液滴冷凝、凝固凸起、虚霜生长、霜层成熟四阶段及霜冻气候的既有模型研究成果进行梳理分析。结果表明:液滴冷凝阶段,既有模型对液滴粒径、成核速率等指标的模拟精度可达80%以上;凝固凸起阶段,冻结锋面高度、冻结时长等参数的模拟精度可达85.3%;虚霜生长与霜层成熟阶段,霜层厚度、霜层密度等指标的模拟精度可达82%以上;霜冻气候模拟与预测的准确率最高则可达88.4%。既有结霜模拟技术依原理差异可分为基于物理学和数学的数理模型、基于计算流体力学和数值方法的数值模拟和基于统计学和机器学习的数据分析模型3种,其中,数据分析模型类结霜模型多用于霜层生长阶段,因该阶段在结霜全周期中占时长、预测参数多且精度高而具最大发展潜力。低温表面冷凝结霜全过程中,液滴成核过程模拟因尺度小、变化快、影响因素多且处于枝晶生长前期而难度大,霜层生长中后期的枝晶周期性倒融再生过程因霜层内部微孔隙结构变化剧烈、精密测量时因物理遮挡无法观察而亦属当下挑战。本文结论为复杂场景下结/除/防/控霜等涉霜涉冰基础研究及技术开发等提供了参考与借鉴。 展开更多
关键词 冷凝结霜 数理模型 数值模拟 液滴凝固 枝晶生长 倒融再生
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高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势 被引量:113
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作者 陈坚强 涂国华 +3 位作者 张毅锋 徐国亮 袁先旭 陈诚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期311-337,共27页
高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超... 高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。 展开更多
关键词 高超声速 边界层转捩 飞行试验 转捩预测 转捩控制
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机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
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作者 张泽宇 李栋 +2 位作者 周金鑫 梁勇 耿子海 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期29-36,共8页
飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾... 飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾涡在拖出过程中围绕翼尖涡旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。对比模拟结果发现:平尾涡绕翼尖涡的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下涡对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定相似性。 展开更多
关键词 翼尖涡 旋转角速度 平尾涡 数值模拟 低速水洞
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低速风洞固定地板附面层控制实验研究 被引量:3
5
作者 汤伟 陈立 +1 位作者 王辉 张平涛 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第2期93-97,103,共6页
在飞机起降和车辆的风洞试验中,通常采用固定地板来模拟地面,但固定地板附面层的存在对试验数据产生了不可忽略的影响。因此,需要采取一定措施控制地板表面上的附面层影响。采用附面层吸除方法对于中国空气动力研究与发展中心8m×6... 在飞机起降和车辆的风洞试验中,通常采用固定地板来模拟地面,但固定地板附面层的存在对试验数据产生了不可忽略的影响。因此,需要采取一定措施控制地板表面上的附面层影响。采用附面层吸除方法对于中国空气动力研究与发展中心8m×6m低速风洞的大面积地板来说效果较好、可行性高。研制了含有可单独控制的48个吸气单元共192个吸气孔的地板,集成了以水环真空泵组为基础的真空吸气和控制系统。在70m/s的风速下,通过试验获得了10种地板分布式吸气控制方案对地板附面层厚度的影响规律,得到了将附面层厚度控制在30mm的最佳吸气控制方案。在最佳控制方案下,测量得到风洞流场气流偏角为-0.14°,验证了附面层厚度不受地板在风洞中安装高度的影响。最后,采用C919飞机模型完成了吸气地板和不吸气地板的对比试验,得出在迎角8°以上,吸气地板使C919飞机试验获得的升力系数减小,阻力系数增加,俯仰力矩增加。 展开更多
关键词 固定地板 吸气地坂 附面层 8m×6m风洞 试验技术
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旋翼翼型动态失速非定常介质阻挡放电流动控制研究 被引量:1
6
作者 李国强 常智强 +3 位作者 张鑫 马志明 王畅 易仕和 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第5期64-71,共8页
针对动态失速导致旋翼翼型气动性能恶化的问题,借助介质阻挡放电非对称构型激励器,通过脉动压力传感器测量,开展了旋翼翼型动态失速非定常等离子体流动控制研究。重点对非定常等离子体控制机理和非定常激励参数影响进行了探究,试验验证... 针对动态失速导致旋翼翼型气动性能恶化的问题,借助介质阻挡放电非对称构型激励器,通过脉动压力传感器测量,开展了旋翼翼型动态失速非定常等离子体流动控制研究。重点对非定常等离子体控制机理和非定常激励参数影响进行了探究,试验验证了非定常等离子体激励的良好控制能力。研究表明:非定常流动控制可以减弱翼型的升力骤降,20%的占空比就足以取得明显的控制效果;激励频率F^(+)=1~2时的非定常控制效果最好,升力迟滞环面积减小16%,升力系数平均值提高6%。机理分析发现等离子体激励主要作用于动态失速涡脱落后,非定常激励明显削弱了动态失速涡脱落对翼型气动力的不利影响,同时非定常激励可以产生更多的涡以促进前缘逆压梯度的恢复和流动的重附着。 展开更多
关键词 旋翼翼型 动态失速 非定常控制 介质阻挡放电 试验研究
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低速风洞动压场校核中设备干扰及修正方法
7
作者 刘江涛 龚小权 +2 位作者 周乃春 李明 张耀冰 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第5期1651-1661,共11页
风洞动压场作为风洞流场品质指标之一,直接影响试验结果的精准度,需定期开展动压场校核。动压场校核设备包括五孔探针、排管架及排管架导轨(纵梁和横梁),在分析动压场时需要扣除校核设备影响。基于国家数值风洞工程通用计算流体动力学(C... 风洞动压场作为风洞流场品质指标之一,直接影响试验结果的精准度,需定期开展动压场校核。动压场校核设备包括五孔探针、排管架及排管架导轨(纵梁和横梁),在分析动压场时需要扣除校核设备影响。基于国家数值风洞工程通用计算流体动力学(CFD)软件NNWFlowStar,建立了一类用于模拟包含附面层流动的低速压力出口边界条件,采用低速平板湍流边界层验证了该边界条件的残差收敛性及计算精度。基于非结构混合网格及NNW-FlowStar开展了FL-12低速风洞试验段无任何设备、试验段只有排管架导轨、试验段包括排管架和排管架导轨的数值模拟。通过空间动压云图定性展示了各设备的影响量和影响区域,基于空间动压分布曲线定量给出了校核设备对试验段动压的影响量。进一步数值模拟了试验段顶部有无排管架导轨状态,给出了排管架导轨对试验段动压的影响量,排管架导轨对相邻4根探针都有较大影响。通过分解校核设备的动压影响量及对比计算和试验的动压修正曲线,表明排管架导轨对中心探针的动压影响量约为排管架对应量的6倍,验证了试验动压修正方案中忽略排管架影响量的合理性。最后给出了提高动压校核精度的优化建议。 展开更多
关键词 风洞 动压场 影响量 出口边界 修正方法 数值模拟
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山地超高层建筑风致响应研究 被引量:10
8
作者 李正良 魏奇科 +1 位作者 黄汉杰 孙毅 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期43-48,共6页
风在山地地形的干扰下,其幅值和空间分布规律相对平地均会发生较大改变,尤其是山顶处风速有明显增大。如果不考虑山地的影响,仍然用平地边界层风场进行高层建筑维护结构和整体结构计算将偏于不安全。以前对山地风场的研究多限于平均风... 风在山地地形的干扰下,其幅值和空间分布规律相对平地均会发生较大改变,尤其是山顶处风速有明显增大。如果不考虑山地的影响,仍然用平地边界层风场进行高层建筑维护结构和整体结构计算将偏于不安全。以前对山地风场的研究多限于平均风的变化,而对于脉动风的湍流特征和频域特性较少提及,且缺少山地与平地风场中超高层建筑风致响应计算的对比。本文建立了钟形、高斯形、余弦型几种轴对称三维山体模型,通过数值计算得到了不同山体坡度下山顶平均风加速比。计算结果显示,山顶平均风有较大的增大效应,最大加速比可达1.7,且反函数拟合结果与模拟结果更加吻合。通过与风洞试验结果的对比可见,平均风的数值模拟有较高准确性,湍流与试验相比还有一定差别。通过某超高层建筑的风振响应分析表明,山地风的增大效应对超高层建筑整体响应计算不可忽略,位移响应增大比例最大可达20%。 展开更多
关键词 山地风场 CFD 风洞试验 超高层建筑 风致响应
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基于PIV速度场测量重构压强场的研究进展 被引量:7
9
作者 王勇 陈鹏 +2 位作者 耿子海 王万波 李士伟 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第4期1-8,24,共9页
利用PIV测量得到的速度场数据重构空间压强场是一种新颖的压强测量方法。目前国外的一些仿真计算和风洞实验已经证明了该方法的可行性和有效性。本文首先详细介绍了基于PIV速度场测量重构压强场的基本原理——两种压强梯度计算方法(拉... 利用PIV测量得到的速度场数据重构空间压强场是一种新颖的压强测量方法。目前国外的一些仿真计算和风洞实验已经证明了该方法的可行性和有效性。本文首先详细介绍了基于PIV速度场测量重构压强场的基本原理——两种压强梯度计算方法(拉格朗日方法和欧拉方法)和两种压强积分方法(平面Poisson法和直接空间积分法),然后从速度场测量、压强梯度计算和压强分布计算3个方面综述了基于PIV速度场测量重构空间压强场的关键技术及相关的研究进展,最后从PIV速度测量的改进、参数的优化设置、算法的改进与创新、探索并完善3D压强分布计算、可压缩流动条件下的压强重构技术等5个方面探讨了该方法的发展方向,以期引起国内同行对该技术的高度重视并为其进一步发展提供一定的参考。 展开更多
关键词 PIV 速度场 压强场 压强梯度 NAVIER-STOKES方程
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共轴刚性旋翼高速直升机风洞试验研究综述 被引量:4
10
作者 黄明其 王亮权 +2 位作者 何龙 王畅 唐敏 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期216-225,共10页
共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段。文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴... 共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段。文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果。结合国内外研究现状,对中国共轴刚性旋翼高速直升机在风洞试验设备建设、研究能力拓展以及试验结果应用等方向的发展提出了思考。 展开更多
关键词 共轴刚性旋翼 高速直升机 风洞试验 升力偏置 桨毂减阻 螺旋桨
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小展弦比飞翼标模尾部畸变影响试验研究 被引量:4
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作者 金玲 刘李涛 +2 位作者 祝明红 孙传宝 陈陆军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期119-124,共6页
在飞翼布局模型风洞试验中,为实现尾部支撑需对模型进行尾部修形。为摸清飞翼布局模型局部外形畸变的影响规律,本文在FL-14风洞对某小展弦比飞翼布局原始模型和尾部外形畸变模型进行了试验研究,采用增量法获得了尾部外形畸变的影响规律... 在飞翼布局模型风洞试验中,为实现尾部支撑需对模型进行尾部修形。为摸清飞翼布局模型局部外形畸变的影响规律,本文在FL-14风洞对某小展弦比飞翼布局原始模型和尾部外形畸变模型进行了试验研究,采用增量法获得了尾部外形畸变的影响规律,并与国内三座低速风洞的三种支撑装置的近/远场支架干扰进行了对比分析。研究结果表明:小侧滑角时,在小迎角范围内尾部畸变影响量显著大于支架干扰量,在中大迎角范围则与支架干扰量级相当;畸变横向影响量较大,且随侧滑角增大而增大。所以应对全机的试验结果进行正确的"畸变"修正,或对尾部畸变外形进行优化,以减小畸变的影响。 展开更多
关键词 飞翼布局 畸变 支架干扰 试验
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结冰风洞冰与固壁间剪切黏附应力和强度的初步研究 被引量:3
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作者 肖春华 梁鉴 +2 位作者 林伟 王茂 刘蓓 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期798-804,共7页
为研究飞机结冰与固壁间的黏附强度,耦合固体力学实验方法和结冰风洞试验方法,在3m×2m结冰风洞试验段内开展了冰与固壁间的剪切黏附强度测量试验。首先,基于结冰风洞试验段,建立了冰与固壁间剪切黏附强度测量试验装置及其试验模型... 为研究飞机结冰与固壁间的黏附强度,耦合固体力学实验方法和结冰风洞试验方法,在3m×2m结冰风洞试验段内开展了冰与固壁间的剪切黏附强度测量试验。首先,基于结冰风洞试验段,建立了冰与固壁间剪切黏附强度测量试验装置及其试验模型。然后,通过固定外试验模型、拉伸内试验模型的方式,实现了冰从固壁表面的剥离,并针对此冰层剪切剥离过程建立了相应的计算模型。采用平面弹性力学方程描述该计算模型,采用非结构网格技术对计算区域进行划分,利用有限元方法对控制方程组进行离散,根据不同断裂力学判断准则的适应范围,采用了最大剪切强度准则用于判断剪切拉伸作用对冰层剥离的影响,计算结果表明,随着作用于内试验模型的轴向力载荷增加,冰与固壁间的剪切黏附应力也将增加,由于外试验模型的固定约束,在冰与固壁间的黏附界面两端会出现两个轻微的剪切黏附应力峰值,而在黏附界面中间位置,剪切黏附应力变化比较平缓。结冰风洞试验获得的剪切黏附强度在0.4MPa到1.0MPa之间,与参考文献中的试验结果比较吻合,明冰的剪切黏附强度大、霜冰的剪切黏附强度低,说明本文的试验方法和装置都比较合理,试验结果也验证了计算模型和计算结果的合理性。 展开更多
关键词 结冰 黏附强度 黏附界面 结冰风洞 剪切应力 除冰
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旋翼翼型高速风洞试验壁压法修正研究 被引量:4
13
作者 何龙 武杰 +1 位作者 张卫国 黄明其 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期183-188,共6页
基于已有的单参数线化壁压信息法,在做相应简化改动后应用于旋翼翼型高速试验数据修正,着力解决工程上遇到的旋翼翼型高速风洞试验结果不理想的问题。文中采用该方法对FL-21风洞得到的OA309旋翼翼型试验数据进行了修正。结果表明,修正... 基于已有的单参数线化壁压信息法,在做相应简化改动后应用于旋翼翼型高速试验数据修正,着力解决工程上遇到的旋翼翼型高速风洞试验结果不理想的问题。文中采用该方法对FL-21风洞得到的OA309旋翼翼型试验数据进行了修正。结果表明,修正后的旋翼翼型气动特性曲线与国外已有结果吻合较好。该方法能有效满足旋翼翼型高速风洞试验修正的需要。 展开更多
关键词 单参数线化壁压信息法 高速风洞试验 OA309旋翼翼型
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过冷大水滴变形及阻力特性的温度影响实验研究 被引量:3
14
作者 王桥 肖京平 +1 位作者 刘森云 肖春华 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第3期21-26,共6页
为探索温度对过冷大水滴(SLD)变形及阻力特性的影响规律,在常温和低温环境下开展了过冷大水滴动力学特性的实验研究。研究表明:过冷大水滴在快速加速气流中运动时,水滴变形特征和阻力特性随We数的变化规律主要分为3个阶段:波动阶段、阶... 为探索温度对过冷大水滴(SLD)变形及阻力特性的影响规律,在常温和低温环境下开展了过冷大水滴动力学特性的实验研究。研究表明:过冷大水滴在快速加速气流中运动时,水滴变形特征和阻力特性随We数的变化规律主要分为3个阶段:波动阶段、阶跃阶段和平滑阶段,并会受到低温环境的影响;同一We数的水滴变形率、阻力系数会呈现出随着温度的降低而降低的趋势;温度对处于波动阶段的过冷水滴影响最大,随后在阶跃和平滑阶段,温度对水滴动力学行为的影响逐渐减小。 展开更多
关键词 SLD 变形 水滴动力学 温度 实验研究
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正弦交流介质阻挡放电等离子体激励器诱导流场研究的进展与展望 被引量:8
15
作者 张鑫 王勋年 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期285-298,共14页
正弦交流介质阻挡放电等离子体流动控制技术是基于等离子体激励的主动流动控制技术,具有响应时间短、结构简单、能耗低、不需要额外气源装置等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪、助燃防冰等方面具有广阔的应用前景.针对“激励器消耗的... 正弦交流介质阻挡放电等离子体流动控制技术是基于等离子体激励的主动流动控制技术,具有响应时间短、结构简单、能耗低、不需要额外气源装置等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪、助燃防冰等方面具有广阔的应用前景.针对“激励器消耗的大部分能量尚未被挖掘利用、诱导流场的完整演化过程尚未完全掌握、诱导流场的演化机制尚不明确”这三方面问题,本文首先从激励器诱导流场的空间结构、时空演化过程、演化机制三个方面回顾总结了激励器诱导流场的研究进展.在诱导流场空间结构方面,发现了高电压激励下诱导射流的湍流特性,辨析了壁面拟序结构与无量纲激励参数之间的关联机制;从激励器诱导声能方面挖掘出了激励器潜在的能量,发现了“等离子体诱导超声波与诱导声流”的新现象,提出了声激励机制;在时空演化过程方面,阐明了激励器诱导流场从薄型壁射流发展为“拱形”射流、再演变为启动涡,最终形成准定常射流的完整演化过程;在演化机制方面,结合声学特性提出了以“升推”为主的诱导流场演化机制.其次,围绕激励器诱导流场,进一步凝练出下一步研究重点,为突破等离子体流动控制技术瓶颈,打通“概念创新—技术突破—演示验证”的创新链路,实现工程应用提供支撑. 展开更多
关键词 等离子体 流动控制 介质阻挡放电 诱导流场 声流
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天平自动校准架复位测量的关键技术研究 被引量:3
16
作者 朱本华 梁磊 +2 位作者 程尧 段丕轩 耿子海 《兵工自动化》 2009年第12期79-81,88,共4页
针对天平自动校准架复位测量系统的原理进行阐述,推导出该系统的线阵CCD测量激光线光斑的位移数据,其关键技术包括系统的数学建模、精度分析等方面。然后再对其系统的测量精度进行评估。分析表明,该系统结构简单,测量、维护便捷,能成功... 针对天平自动校准架复位测量系统的原理进行阐述,推导出该系统的线阵CCD测量激光线光斑的位移数据,其关键技术包括系统的数学建模、精度分析等方面。然后再对其系统的测量精度进行评估。分析表明,该系统结构简单,测量、维护便捷,能成功运用于风洞天平自动校准架。 展开更多
关键词 自动校准架 复位测量 线阵CCD
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翼伞空投系统动力学建模与仿真 被引量:3
17
作者 周靓 戈嗣诚 +1 位作者 张青斌 倪章松 《航天返回与遥感》 CSCD 北大核心 2017年第2期10-16,共7页
为了解决空中遇险飞行人员的救生问题和实现特殊需求时的精确空投问题,文章针对国内某型号的翼伞空投系统,首先建立了六自由度刚性连接模型,重点分析了翼伞系统的滑翔特性和转弯特性;其次,使用Open GL动画显示技术对系统轨迹进行了虚拟... 为了解决空中遇险飞行人员的救生问题和实现特殊需求时的精确空投问题,文章针对国内某型号的翼伞空投系统,首先建立了六自由度刚性连接模型,重点分析了翼伞系统的滑翔特性和转弯特性;其次,使用Open GL动画显示技术对系统轨迹进行了虚拟仿真,使得仿真结果直观化、可视化。仿真结果表明,翼伞受到侧向风作用时会随风漂移,并且漂移速度近似等于风速;翼伞受到单侧下拉偏量作用时会进行转弯运动,且单侧下拉偏量越大,转弯速率越大,转弯半径越小。仿真结果与现有的飞行试验数据一致,证明了模型的正确性和有效性,为翼伞系统在空投上的运用提供了理论支撑。 展开更多
关键词 动力学仿真 可控翼伞系统 动画显示技术
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滑流对飞机俯仰静稳定裕量影响及平尾优化研究 被引量:1
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作者 阎文成 金华 +2 位作者 姜裕标 练真增 张晖 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第5期75-80,共6页
螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明:在起降构型大拉力情况下,该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象,严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量,通过对飞机气动数据的深入研究,对... 螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明:在起降构型大拉力情况下,该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象,严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量,通过对飞机气动数据的深入研究,对俯仰静稳定裕量降低的原因进行了分析,结果表明:中小迎角出现俯仰静不稳定的主要原因是迎角变化过程中平尾进出滑流影响区,导致平尾效能出现明显变化。结合飞机布局特点,提出了降低平尾高度的方法,减小动力不利影响。经试验验证,该方法能明显改善飞机中小迎角下俯仰静稳定性,有效扩展飞机小迎角俯仰稳定范围,使其满足总体设计要求。 展开更多
关键词 风洞试验 螺旋桨滑流 起降构型 俯仰静稳定裕量 平尾
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风洞中滑雪运动空气阻力特性测量方法 被引量:2
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作者 宋晋 徐圣 +3 位作者 张卫国 李东 兰宇 刘蓓 《兵工自动化》 2021年第12期51-54,共4页
为研究滑雪运动员所受的空气阻力特性,在风洞中设计一种阻力特性的实验测量方法。在采用天平测量运动员所受空气阻力的同时,通过图像采集与处理获取运动员的迎风投影面积,进而计算出其对应的阻力系数。运动员在风洞中模拟不同的运动姿势... 为研究滑雪运动员所受的空气阻力特性,在风洞中设计一种阻力特性的实验测量方法。在采用天平测量运动员所受空气阻力的同时,通过图像采集与处理获取运动员的迎风投影面积,进而计算出其对应的阻力系数。运动员在风洞中模拟不同的运动姿势,获取各姿势下的数据。实验结果表明:随着人体从站立到蹲下,空气阻力和阻力系数呈减小的趋势,半蹲姿势阻力特性最为稳定,且阻力系数较小。该方法可为训练提供参考建议与指导。 展开更多
关键词 滑雪 空气阻力 测量
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粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律研究 被引量:1
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作者 王桥 赵献礼 +2 位作者 刘森云 肖京平 马军林 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第1期147-152,共6页
为研究表面粗糙度对水滴撞击飞溅特性的影响,在不同温度、不同粗糙度表面条件下开展了水滴撞击飞溅动力学实验。实验通过高速摄像机,观察记录了水滴撞击不同粗糙度表面时,飞溅子液滴的直径、反射角度与速度等信息,由此分析了表面粗糙度... 为研究表面粗糙度对水滴撞击飞溅特性的影响,在不同温度、不同粗糙度表面条件下开展了水滴撞击飞溅动力学实验。实验通过高速摄像机,观察记录了水滴撞击不同粗糙度表面时,飞溅子液滴的直径、反射角度与速度等信息,由此分析了表面粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律。研究结果表明:在一定撞击参数K范围,子液滴直径主要受粗糙度的影响,表面越粗糙,子液滴平均直径越大;粗糙度对子液滴法向和切向速度的影响呈现出相反的规律;子水滴无量纲角度与粗糙度St呈现正相关,尽管在St>0.1时,温度影响开始出现,但相比粗糙度仍然是小量。 展开更多
关键词 过冷大水滴 表面粗糙度 飞溅 子液滴
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