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小型推进系统进发匹配高速风洞特种试验技术研究: 1; 作者马晓光程雅君 +2 位作者赵绿波李家宏王旭东《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期386-391,共6页; 为检验弹类等小型飞行器推进系统的进气道与发动机工作匹配特性,在暂冲式高速风洞研制了适于小型推进系统进发匹配测试的特种试验技术。研究分析了小型推进系统进发匹配高速风洞试验模型和支撑系统气动和结构问题,给出了试验方案与试验... 展开更多; 关键词推进系统进气道发动机进发匹配风洞试验; 在线阅读下载PDF 职称材料

基于非结构网格的跨声速静气动弹性计算被引量：1: 2; 作者董军卢晓杨侯良学《航空计算技术》 2013年第1期9-12,共4页; 基于非结构网格开发了静气动弹性计算程序,通过气动力与弹性变形的交替迭代计算实现流固耦合。气动力求解采用RANS方程,结构变形计算采用柔度系数法,通过面样条(IPS)方法进行柔度系数插值,使用改进弹簧近似法实现网格变形。通过对AGARD ... 展开更多; 关键词静气动弹性跨声速 RANS方程非结构网格; 在线阅读下载PDF 职称材料

eN-Database转捩预测方法在三维非结构求解器中的耦合与应用被引量：7: 3; 作者董军高德峰 +2 位作者任园军尹强冷岩《沈阳航空航天大学学报》 2015年第2期11-17,共7页; 为了提高机翼等飞行器部件在粘性绕流下的气动力预测精度,研究了在非结构RANS求解器中耦合转捩预测的方法。以求解三维ONERA M6机翼的转捩点位置及气动力特性为例,求解过程为:先将RANS方程求解得到的机翼表面压力分布作为层流边界层方... 展开更多; 关键词 eN-Database方法转捩预测 UNSMB求解器 ONERA M6机翼; 在线阅读下载PDF 职称材料

分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法被引量：1: 4; 作者邓祥东郭大鹏 +2 位作者季军白玉平杨庆华《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期887-892,共6页; 详细介绍了分离形式后体喷流模型设计中需要注意的关键技术问题,以及相应的设计方法。针对某型飞机高速风洞后体喷流测力试验,以提高分离形式后体喷流试验中的阻力测量精度为目的,精细化设计后体喷流模型的密封以及内外腔压监测点,采用... 展开更多; 关键词后体喷流且力腔压修正; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名小型推进系统进发匹配高速风洞特种试验技术研究: 1; 作者马晓光程雅君赵绿波李家宏王旭东; 机构中航工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室; 出处《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期386-391,共6页; 文摘为检验弹类等小型飞行器推进系统的进气道与发动机工作匹配特性,在暂冲式高速风洞研制了适于小型推进系统进发匹配测试的特种试验技术。研究分析了小型推进系统进发匹配高速风洞试验模型和支撑系统气动和结构问题,给出了试验方案与试验流程,解决了环境污染、试验安全性、模型热防护等关键技术问题。试验表明利用现有暂冲式风洞,能够在地面试验阶段解决小型推进系统进发匹配问题,实现发动机高空试验台或推进风洞的进发匹配试验功能,能为小型推进系统在模拟外流条件下的进发匹配测试提供良好的试验环境,具有工程应用价值。; 关键词推进系统进气道发动机进发匹配风洞试验; Keywords propulsion system inlet engine inlet/engine matching wind tunnel test; 分类号 V211.753 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名基于非结构网格的跨声速静气动弹性计算被引量：1: 2; 作者董军卢晓杨侯良学; 机构中航工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室; 出处《航空计算技术》 2013年第1期9-12,共4页; 文摘基于非结构网格开发了静气动弹性计算程序,通过气动力与弹性变形的交替迭代计算实现流固耦合。气动力求解采用RANS方程,结构变形计算采用柔度系数法,通过面样条(IPS)方法进行柔度系数插值,使用改进弹簧近似法实现网格变形。通过对AGARD 445.6机翼的静气弹计算验证了方法的正确性,同时对机翼的静气动弹性特性进行了分析,计算表明,弹性变形使其升力线斜率下降、焦点前移。; 关键词静气动弹性跨声速 RANS方程非结构网格; Keywords static aeroelasticity transonic RANS unstructured grid; 分类号 V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名eN-Database转捩预测方法在三维非结构求解器中的耦合与应用被引量：7: 3; 作者董军高德峰任园军尹强冷岩; 机构中航工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室沈阳航空航天大学设计艺术学院; 出处《沈阳航空航天大学学报》 2015年第2期11-17,共7页; 基金民机科研专项资助(×××); 文摘为了提高机翼等飞行器部件在粘性绕流下的气动力预测精度,研究了在非结构RANS求解器中耦合转捩预测的方法。以求解三维ONERA M6机翼的转捩点位置及气动力特性为例,求解过程为:先将RANS方程求解得到的机翼表面压力分布作为层流边界层方程求解的输入参数;然后采用e N-Database转捩预测方法分析层流边界层方程求解得到的边界层内相关参数,并得到机翼的转捩点位置;最后将转捩点位置传回RANS求解器中,重新进行流场计算得到考虑转捩后的气动力特性。使用上述方法计算出的结果与实验值吻合较好,验证了程序的有效性。; 关键词 eN-Database方法转捩预测 UNSMB求解器 ONERA M6机翼; Keywords eN-Database method transition prediction UNSMB solver ONERA M6 wing; 分类号 V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法被引量：1: 4; 作者邓祥东郭大鹏季军白玉平杨庆华; 机构中航工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室; 出处《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期887-892,共6页; 文摘详细介绍了分离形式后体喷流模型设计中需要注意的关键技术问题,以及相应的设计方法。针对某型飞机高速风洞后体喷流测力试验,以提高分离形式后体喷流试验中的阻力测量精度为目的,精细化设计后体喷流模型的密封以及内外腔压监测点,采用对风洞试验中天平阻力项结果进行修正的方法,得到与国外同类型试验阻力测量精度相一致的结果,阻力测量精度0.0005,证明该修正方法能有效地应用于分离形式后体喷流试验阻力数据的修正,精度满足国军标阻力测量指标。; 关键词后体喷流且力腔压修正; Keywords after -body jet drag pressure correction; 分类号 V211.73 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	小型推进系统进发匹配高速风洞特种试验技术研究	马晓光程雅君赵绿波李家宏王旭东	《空气动力学学报》 CSCD 北大核心	2016	0	在线阅读下载PDF 职称材料
2	基于非结构网格的跨声速静气动弹性计算	董军卢晓杨侯良学	《航空计算技术》	2013	1	在线阅读下载PDF 职称材料
3	eN-Database转捩预测方法在三维非结构求解器中的耦合与应用	董军高德峰任园军尹强冷岩	《沈阳航空航天大学学报》	2015	7	在线阅读下载PDF 职称材料
4	分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法	邓祥东郭大鹏季军白玉平杨庆华	《空气动力学学报》 CSCD 北大核心	2017	1	在线阅读下载PDF 职称材料