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长时间气动力/热作用下累积热变形演化规律
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作者 刘深深 蒋波 +5 位作者 韩青华 余婧 杨肖峰 魏东 朱言旦 桂业伟 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第9期3086-3097,共12页
长时间气动力/热作用下产生的累积热变形及其在整个飞行历程中引发的不利影响是未来高超声速巡航飞行器设计不可忽视的问题。针对高超声速飞行器典型翼面结构,以自研热环境/热响应耦合计算分析平台为基础,结合自适应时间步的双向耦合计... 长时间气动力/热作用下产生的累积热变形及其在整个飞行历程中引发的不利影响是未来高超声速巡航飞行器设计不可忽视的问题。针对高超声速飞行器典型翼面结构,以自研热环境/热响应耦合计算分析平台为基础,结合自适应时间步的双向耦合计算策略建立全数值的气动力/热/结构多场耦合累积热变形预测方法;在此基础上开展翼面结构在长时间气动力/热耦合作用下的累积热变形演化规律及形成机理研究,并分析其在时间变化历程中对气动特性的影响。研究结果表明,由于翼面结构所受气动力、气动加热、结构传热、变形响应等物理过程的时空尺度差异,累积热变形呈现第1发展、第2发展、充分发展等非线性特征突出的3个演化阶段,并且各种因素需要经过较长的时间才能充分发展并实现累积变形的稳定。上述累积热变形演化行为引发了伴随整个飞行历程的气动特性的非线性变化,进一步带来升力下降、升阻比下降及俯仰力矩偏差等不利影响。相关不利影响亟需在未来长航时高超声速飞行器设计中加以考虑并主动应对。 展开更多
关键词 长航时 机翼结构 累积热变形 气动力/热耦合作用 热变形影响
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现代试验设计及其在空气动力学中的应用进展 被引量:2
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作者 海春龙 何磊 +1 位作者 梅立泉 钱炜祺 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2022年第3期1-10,共10页
科学的试验设计方法能够显著提高学术研究和工业生产的质量和效率。以空气动力学试验设计为背景,介绍了现代试验设计方法的研究进展:总结了风洞试验中单因子试验设计方法 OFAT(One Fact at A Time)和现代试验设计方法MDOE(Modern Design... 科学的试验设计方法能够显著提高学术研究和工业生产的质量和效率。以空气动力学试验设计为背景,介绍了现代试验设计方法的研究进展:总结了风洞试验中单因子试验设计方法 OFAT(One Fact at A Time)和现代试验设计方法MDOE(Modern Design Of Experiments)在试验目的、组织策略和试验结果 3个方面的区别,分析了现代试验设计方法的优势;从试验样本选取、模型建立和结果分析3个方面梳理了现代试验设计方法的现状,着重介绍了试验设计中的填充设计和序贯设计两大类试验样本选取方法;对所述试验设计方法进行了算例演示;讨论了当前存在的一些关键科学问题和未来研究方向。 展开更多
关键词 现代试验设计 序贯准则 模型构建 空气动力学试验 模型选取
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高超声速气动力数据天地相关性研究综述 被引量:17
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作者 陈坚强 张益荣 +1 位作者 张毅锋 陈亮中 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期587-599,共13页
综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内... 综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足,及相应的处理手段;气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述;气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研;在上述基础上,进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。 展开更多
关键词 空气动力学 相关性 风洞试验 飞行试验 计算流体力学
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基于最大似然法的风洞自由飞试验气动力参数辨识技术研究 被引量:18
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作者 张天姣 钱炜祺 +1 位作者 何开锋 汪清 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第5期8-14,共7页
采用最大似然辨识算法对风洞自由飞试验数据进行气动力参数辨识,可以避免直接对测量数据进行二阶数值微分造成的气动参数的严重误差。详细介绍了风洞自由飞试验气动力参数辨识的原理及方法,分别通过仿真和实测数据算例对方法进行了具体... 采用最大似然辨识算法对风洞自由飞试验数据进行气动力参数辨识,可以避免直接对测量数据进行二阶数值微分造成的气动参数的严重误差。详细介绍了风洞自由飞试验气动力参数辨识的原理及方法,分别通过仿真和实测数据算例对方法进行了具体说明和实现。算例辨识结果表明将气动参数辨识技术应用于风洞自由飞试验,是获取飞行器气动特性的有效途径之一。力导数可辨识性较低,受测量精度影响较大;力矩导数辨识结果与工程软件计算值接近,相对误差在30%以内,基本满足工程精度要求。同时,增加试验数据测量点数、提高数据测量精准度、安装过载测量设备、提升模型加工工艺水平,均有利于提高辨识结果的可信度。 展开更多
关键词 自由飞 风洞试验 气动力参数辨识 最大似然法
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火星探测器气动热环境和气动力特性的数值模拟研究 被引量:9
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作者 刘庆宗 董维中 +2 位作者 丁明松 江涛 高铁锁 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期642-650,共9页
针对探测器进入火星大气过程中的高温气体非平衡效应及其气动热环境和气动力特性的精确预测问题,考虑火星大气高温混合气体的化学反应、束缚电子能激发效应、分子振动能激发效应和非平衡效应,以及不同表面催化特性和表面温度条件的影响... 针对探测器进入火星大气过程中的高温气体非平衡效应及其气动热环境和气动力特性的精确预测问题,考虑火星大气高温混合气体的化学反应、束缚电子能激发效应、分子振动能激发效应和非平衡效应,以及不同表面催化特性和表面温度条件的影响,建立了数值模拟热化学非平衡流场的计算方法,并通过与平头圆柱试验模型和MESUR火星探测器的试验与计算数据对比分析,验证了计算方法的可行性与有效性,然后对典型火星探测器的气动热环境和气动力特性进行了数值模拟分析。研究结果表明:1)对于本文的计算状态情况,火星探测器流场中化学非平衡效应非常严重,存在一定的热力学非平衡效应;2)热力学模型、化学反应模型和表面催化特性对气动热计算有着重要影响;3)气体模型对气动力特性的预测影响较大,表面温度条件和表面催化特性对气动力系数的计算影响较小。 展开更多
关键词 火星探测器 高温气体 非平衡效应 气动特性 数值模拟
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考虑流固耦合效应的压气机叶片气动性能研究
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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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基于自适应采样的导弹气动数据快速生成技术研究
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作者 付朋真 张克非 +2 位作者 陈江涛 张培红 周桂宇 《计算力学学报》 北大核心 2025年第2期243-248,共6页
导弹气动数据是开展导弹气动外形设计的基础,直接使用CFD计算和风洞试验耗时较长,代理模型能够使用现有少量气动数据来预测其他气动数据,采样方法是影响代理模型精度的主要因素。本文基于现有自适应采样方法提出一种基于最大最小缩放距... 导弹气动数据是开展导弹气动外形设计的基础,直接使用CFD计算和风洞试验耗时较长,代理模型能够使用现有少量气动数据来预测其他气动数据,采样方法是影响代理模型精度的主要因素。本文基于现有自适应采样方法提出一种基于最大最小缩放距离和交叉验证误差的混合自适应采样方法,针对某型导弹设计,通过少量CFD数值计算结果建立了代理模型,对其他状态下的导弹气动数据进行预测。对比随机采样和交叉验证采样算法,通过多个测试函数和导弹气动数据实例测试,该方法在升力系数指标中误差分别降低35.02%和44.08%,在阻力系数指标中误差分别降低了53.16%和45.17%。 展开更多
关键词 气动数据 代理模型 自适应采样 最大最小缩放距离 CFD数值计算
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粒子群算法在气动力参数辨识中的应用 被引量:14
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作者 张天姣 汪清 何开锋 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第6期633-638,共6页
将粒子群优化算法推广应用于气动力参数辨识,以取代传统的梯度类优化算法。通过采用加入动态改变惯性权重的粒子群算法对A型、B型战术导弹的纵向和横向气动力参数进行辨识计算及分析后,可以看到:(1)粒子群算法是气动力辨识的一种新的有... 将粒子群优化算法推广应用于气动力参数辨识,以取代传统的梯度类优化算法。通过采用加入动态改变惯性权重的粒子群算法对A型、B型战术导弹的纵向和横向气动力参数进行辨识计算及分析后,可以看到:(1)粒子群算法是气动力辨识的一种新的有效方法,该算法不受参数初值选取的影响,具有较好的全局寻优特性;(2)粒子群算法的计算效率受算法构造本身等因素的影响比较大、对粒子群规模不十分敏感,并且还有相当大的进一步完善与改进的空间。 展开更多
关键词 粒子群优化算法 气动力参数辨识 战术导弹
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民用大飞机动力影响数值模拟研究 被引量:12
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作者 贾洪印 邓有奇 +1 位作者 马明生 张耀冰 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第6期725-730,共6页
采用非结构混合网格方法数值求解NS方程,对发动机进排气效应进行了模拟。详细介绍了进、排气边界条件的设定,通过对DLR-F4标模和TPS风洞试验模型模拟,验证了程序的可靠性。通过对某典型翼吊式民机的外形的计算,分析了进排气效应对机翼... 采用非结构混合网格方法数值求解NS方程,对发动机进排气效应进行了模拟。详细介绍了进、排气边界条件的设定,通过对DLR-F4标模和TPS风洞试验模型模拟,验证了程序的可靠性。通过对某典型翼吊式民机的外形的计算,分析了进排气效应对机翼气动载荷的影响。计算结果表明,本文采用的计算方法可以较好地预测大飞机与动力装置之间的干扰影响,具有较好的工程应用价值。 展开更多
关键词 混合网格 数值模拟 大飞机 动力影响
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基于时间自动机的动力调度岗位培训仿真机理建模
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作者 罗昌俊 任星倩 +2 位作者 何福 马永一 汤瀑 《兵工自动化》 北大核心 2024年第8期60-63,85,共5页
针对大型风洞群中压空气系统存在调度机理复杂、岗位人员素质要求高、系统实操培训代价大等问题,实施基于时间自动机的动力调度岗位培训仿真机理建模。通过混杂系统理论提出适合大型风洞群中压空气调度的扩展时间自动机模型,基于先来先... 针对大型风洞群中压空气系统存在调度机理复杂、岗位人员素质要求高、系统实操培训代价大等问题,实施基于时间自动机的动力调度岗位培训仿真机理建模。通过混杂系统理论提出适合大型风洞群中压空气调度的扩展时间自动机模型,基于先来先服务策略构建资源申请、机组工作等队列,建立调度器、就地执行器等核心机理模型,并采用UPPAAL工具对模型进行验证。结果表明:该模型的建立不仅为岗位人员掌握设备结构原理、积累实操经验提供有效手段,而且为建立风洞试验调度仿真系统、合理有效实施风洞动力调度岗位培训打下了基础。 展开更多
关键词 风洞群 中压空气资源 调度仿真 岗位培训 扩展时间自动机 UPPAAL
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考虑飞行器动力系统进排气效应的设计参数灵敏度分析研究 被引量:5
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作者 黄江涛 周铸 +2 位作者 余婧 高正红 余雷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期250-258,共9页
面向飞行器内外流一体化设计,基于自主研发的大规模并行化结构化网格RANS求解器以及离散伴随方程求解器,开展了考虑推进系统动力状态下进排气边界条件的变分研究,通过链式求导法则避免直接对守恒变量变分,进一步引入中间变量大幅度简化... 面向飞行器内外流一体化设计,基于自主研发的大规模并行化结构化网格RANS求解器以及离散伴随方程求解器,开展了考虑推进系统动力状态下进排气边界条件的变分研究,通过链式求导法则避免直接对守恒变量变分,进一步引入中间变量大幅度简化了进排气边界条件变分的难度,建立了考虑进排气效应的设计变量灵敏度高效分析方法,并通过TPS标准模型计算验证了进排气数值模拟精度,与有限差分对比验证了灵敏度计算精度,以翼上发动机气动布局进排气影响数值模拟为例,系统分析了低速、高速、定攻角、定升力状态,推进系统有无动力工况灵敏度的变化以及影响机理。 展开更多
关键词 边界条件变分 气动外形/推进系统 灵敏度信息 进排气效应 伴随方程
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时变电磁场计算的隐式DTS-FVTD方法
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作者 许勇 丁明松 +2 位作者 江涛 李鹏 傅杨奥骁 《电波科学学报》 北大核心 2025年第2期294-300,共7页
为保持时间精度和提高计算效率,将双时间步(dual time-stepping,DTS)方法和隐式上下对称高斯-赛德尔迭代(lower-upper symmetric Gauss-Seidel,LU-SGS)算法引入到时域有限体积(finite-volume time-domain,FVTD)法电磁解算器中,提出一种... 为保持时间精度和提高计算效率,将双时间步(dual time-stepping,DTS)方法和隐式上下对称高斯-赛德尔迭代(lower-upper symmetric Gauss-Seidel,LU-SGS)算法引入到时域有限体积(finite-volume time-domain,FVTD)法电磁解算器中,提出一种时变电磁场计算的隐式DTS-FVTD方法。DTS法具有2阶时间精度,无条件稳定格式使物理时间步可取任意值,其取值仅须考虑时间精度要求,而定常虚拟时间导数趋于零,虚拟时间步长满足稳定性要求,由此放松了通常显式方法和网格对物理时间步长的限制。全隐格式的前后向LU-SGS算法采用大库朗数计算,并取消矩阵求逆运算从而减少了计算量和存储占用。典型二维、三维和复杂外形目标电磁散射计算结果表明,通过对物理时间步长、最大子迭代步数、子迭代收敛判据的合理选取,隐式DTS-FVTD方法能保证数值模拟精度并提升计算效率。 展开更多
关键词 双时间步(DTS)方法 隐式上下对称高斯-赛德尔迭代(LU-SGS) 时域有限体积(FVTD)法 雷达散射截面(RCS)
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来流总温对高超声速边界层转捩影响试验研究
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作者 李强 万兵兵 +1 位作者 庄宇 赵金山 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期86-93,共8页
壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-... 壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-1),总温分别为1 332.2和956.6 K。在保持来流马赫数、雷诺数、扰动水平和壁温基本一致的条件下,研究风洞总温对高超声速边界层转捩的影响。通过点热流传感器测量转捩位置,采用高频脉动压力传感器测量边界层脉动特性。将γ-Reθ-MT修正转捩模型的转捩预测结果和线性稳定性理论结果分别与试验结果进行对比。结果表明,采用γ-Reθ-MT修正转捩模型计算的尖锥模型热流分布结果与风洞试验结果吻合良好,转捩位置基本一致,表明该模型具有较高的可信度;通过PCB传感器测量的压力脉动与线性稳定性理论分析结果相互印证,展示了该风洞条件下高低总温2个流场的第2模态波频谱特性。 展开更多
关键词 转捩 风洞试验 脉动特性 来流总温 线性稳定性
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基于AENS仿真平台的螺旋度修正湍流模型研究
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作者 罗弸中 曹杰 +2 位作者 唐雨萌 李彬 柳阳威 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期143-155,I0002,共14页
本文基于国产自主研发的多场耦合仿真平台(AeroEngine Numerical Simulation,AENS),针对叶轮机领域广泛应用的SA和SST湍流模型,以及研发团队提出的采用螺旋度修正的SA-Helicity和SST-Helicity湍流模型,开展对压气机复杂流动的预测性能... 本文基于国产自主研发的多场耦合仿真平台(AeroEngine Numerical Simulation,AENS),针对叶轮机领域广泛应用的SA和SST湍流模型,以及研发团队提出的采用螺旋度修正的SA-Helicity和SST-Helicity湍流模型,开展对压气机复杂流动的预测性能研究。通过两个典型压气机算例,包括高负荷压气机叶栅NACA65 K48和跨声速轴流压气机转子NASA Rotor37,系统对比研究基于AENS开发的4种湍流模型对压气机三维角区分离等压气机复杂流动的模拟性能。结果表明,对于NACA65 K48叶栅,螺旋度修正的SA-Helicity和SST-Helicity模型有效提高了角区分离总压损失预测精度,相较原始SA和SST模型,栅后测量面的总压损失预测误差分别降低22.53%和27.19%;对于NASA Rotor37,SA-Helicity和SST-Helicity模型预测结果与实验测量总特性和气动参数展向分布呈现良好一致性,相比SA和SST模型,在近失速工况下的总压比分布预测误差分别减少79.20%和76.33%。总体而言,基于AENS平台发展的SA-Helicity和SST-Helicity模型在压气机气动性能预测及角区分离拓扑刻画方面具有良好表现,展现出其在压气机气动设计中的应用前景。 展开更多
关键词 计算流体力学 螺旋度修正 角区分离 压气机 湍流模型
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基于等效气动效应法的双机气动干扰建模
15
作者 岳皓 李荣杰 +2 位作者 孟德虹 王昊 刘钒 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期749-759,共11页
针对空中加油或无人机自主回收过程中子机气动特性容易受到母机尾流干扰影响的问题,采用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)和等效气动效应法建立双机气动干扰快速预测模型。首先,采用CFD方法获取母机的尾流速度分布场,基... 针对空中加油或无人机自主回收过程中子机气动特性容易受到母机尾流干扰影响的问题,采用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)和等效气动效应法建立双机气动干扰快速预测模型。首先,采用CFD方法获取母机的尾流速度分布场,基于逐点积分和加权平均方法计算子机在母机尾流场中的等效速度和等效角速度,进而求解出子机在尾流影响下的附加气动力和气动力矩。为验证气动干扰模型的有效性,采用CFD方法计算了不同位置处子机受到的附加气动力和气动力矩,并将结果与建立的气动干扰模型比较。结果显示,本文建立的气动干扰模型能够较好地模拟子机在尾流影响下的附加气动力和气动力矩,可大幅提高双机气动干扰的计算效率。 展开更多
关键词 空中对接 等效气动效应法 数值模拟 尾流干扰 气动特性
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高速飞行器液膜冷却的自适应分辨率光滑粒子法模拟研究
16
作者 李欢 李强 杨秀峰 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期12-22,共11页
近年来,高速飞行器面临着越来越严峻的热环境和复杂的力学环境,液膜冷却凭借其独特的相变传热特性和流动控制能力,在飞行器外流场热/力耦合控制方面展现出重要应用价值。然而,针对该问题的研究还较为匮乏,当前实验研究存在诸多限制,传... 近年来,高速飞行器面临着越来越严峻的热环境和复杂的力学环境,液膜冷却凭借其独特的相变传热特性和流动控制能力,在飞行器外流场热/力耦合控制方面展现出重要应用价值。然而,针对该问题的研究还较为匮乏,当前实验研究存在诸多限制,传统数值模拟方法又难以同时处理大密度比气液交界面的复杂变形、液体蒸发/沸腾、流固耦合等问题。因此,本文发展了一种结合自适应分辨率算法和多相流传热传质算法的光滑粒子法。通过泊肃叶流和开尔文-亥姆霍兹不稳定性2个典型算例,对自适应分辨率光滑粒子法进行了对比验证,并进一步分析了影响液膜形成的关键因素。 展开更多
关键词 液膜冷却 光滑粒子法 自适应空间分辨率 大密度比多相流 流-固-热耦合
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基于动态重叠网格的折叠翼展开过程非定常气动加热数值模拟
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作者 何绍荃 石友安 +2 位作者 何琨 李少壮 姚杰 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期59-73,I0001,共16页
相比于传统高速飞行器,折叠翼飞行器除了面临常规固定翼的气动加热问题外,还面临翼展开过程中带来的局部热扰动问题,对防热设计提出严峻挑战。针对折叠翼飞行器动态展开过程中的气动热环境特性,建立了基于刚体运动理论和动态重叠网格方... 相比于传统高速飞行器,折叠翼飞行器除了面临常规固定翼的气动加热问题外,还面临翼展开过程中带来的局部热扰动问题,对防热设计提出严峻挑战。针对折叠翼飞行器动态展开过程中的气动热环境特性,建立了基于刚体运动理论和动态重叠网格方法的非定常数值模拟方法。通过构建折叠翼简化模型,系统分析了翼面展开过程中的非定常流场演化特征及其气动加热规律。研究结果表明:与准定常仿真计算结果相比,两种方法得到的热流分布总体上基本一致,但是在局部存在由非定常热效应产生的热流差异:随着折叠翼面展开,翼尖和翼中部处非定常热效应凸显,翼尖处热扰动与当地线速度较大有关,翼中部处热扰动与时变的波系干扰和热累积有关;飞行攻角对大折叠角度状态下翼前缘热流影响较为明显,攻角–10°与10°的热流在相同位置的差值可达2055 kW/m^(2);飞行马赫数减小,翼前缘受到的激波干扰强度减弱,翼前缘热流分布的起伏程度也相应减弱。本研究揭示了折叠翼动态展开过程中的关键热环境特征,为高速变体飞行器的防热设计提供了理论依据。 展开更多
关键词 折叠翼飞行器 动态重叠网格 非定常气动加热 准定常数值计算
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气动热力耦合作用下结构累积热变形的演化特性及影响
18
作者 刘深深 余婧 +5 位作者 韩青华 刘骁 杨肖峰 刘萍 裴桓伟 蒋波 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期118-130,I0002,共14页
新一代大尺度轻质飞行器长航时高速飞行时,累积热变形问题比传统飞行器更显著,对飞行不利。针对典型大长细比空腔平板结构,采用高保真全数值的气动力/热/结构多物理场耦合分析方法,开展了气动热和气动力耦合作用下结构变形演化特性、热... 新一代大尺度轻质飞行器长航时高速飞行时,累积热变形问题比传统飞行器更显著,对飞行不利。针对典型大长细比空腔平板结构,采用高保真全数值的气动力/热/结构多物理场耦合分析方法,开展了气动热和气动力耦合作用下结构变形演化特性、热/力因素作用机理及变形对飞行性能的影响研究。研究结果表明,在长时间严酷加热条件下,空腔结构的热变形特征主要由热因素的时间累积效应和力因素的瞬时作用共同决定,其演化过程呈现3个演化阶段:第一阶段以冷壁面结构快速升温作用为主导,变形急剧增加;第二阶段以结构升温后持续气动加热作用为主导,变形缓慢增加并回落;第三阶段达到热/力作用趋于平衡的充分发展状态,变形稳定。与实芯结构规律不同,空腔结构的变形规律存在较为特殊的回落过程,该特性在不同马赫数和攻角下均比较一致。累积热变形演化行为引发了气动特性的非线性变化,伴随整个飞行历程,进一步带来升阻力和俯仰力矩偏差等不利影响,这一新的影响和挑战亟需在未来新一代高速飞行器设计中加以考虑和应对。 展开更多
关键词 气动热/力耦合作用 高速飞行 累积热变形 结构热变形 演化特性
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基于代理模型的高超飞行器头部构型多目标智能优化研究
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作者 欧朝 梁海龙 +2 位作者 龙垚松 肖涵山 唐志共 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第7期200-208,共9页
针对类AHW高超飞行器的典型头部布局,建立了头部参数化模型,通过试验设计创建样本点,并利用自适应笛卡尔网格技术和欧拉方程求解方法快速获取样本布局的气动数据。在此基础上,构建了高精度的Kriging代理预测模型。选取升阻比和容积率作... 针对类AHW高超飞行器的典型头部布局,建立了头部参数化模型,通过试验设计创建样本点,并利用自适应笛卡尔网格技术和欧拉方程求解方法快速获取样本布局的气动数据。在此基础上,构建了高精度的Kriging代理预测模型。选取升阻比和容积率作为优化目标,分别采用遗传算法和粒子群算法对飞行器头部关键参数进行优化建模与求解,获得了多目标的Pareto解集。通过对比分析2种智能优化算法的效果,提出了算法改进措施。本文中构建的飞行器头部优化设计方法不仅适用于飞行器部件设计,还可用于整体布局优化,为飞行器性能优化提供了一种快速、高效的解决方案。 展开更多
关键词 气动布局 Kriging代理模型 多目标优化
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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:116
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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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