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南京航空航天大学的实验空气动力学研究
1
作者 明晓 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 1995年第1期52-58,共7页
介绍了近10年来南京航空航天大学在实验空气动力学研究方向的进展。南航已经建成了规模较大,较为完善配套的高、低速风洞试验设备,并利用这些设备进行了大量的空气动力学的实验研究。特别是在边界层、尾流旋涡、非定常流、流动控制... 介绍了近10年来南京航空航天大学在实验空气动力学研究方向的进展。南航已经建成了规模较大,较为完善配套的高、低速风洞试验设备,并利用这些设备进行了大量的空气动力学的实验研究。特别是在边界层、尾流旋涡、非定常流、流动控制、航空声学,以及相应的测试技术方面,获得了一大批高水平的研究成果。 展开更多
关键词 实验空气动力学 测量技术 风洞 边界层 风洞试验
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风轮气动特性及新型动力系统的研究 被引量:5
2
作者 汤瑞源 周波 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 1995年第4期459-465,共7页
介绍了风轮的空气动力特性及其对应的各种工况。接着介绍了目前风洞中风轮特性实验研究采用的两种基本方法:测力法和加速度法。探讨了这两种测试方法所存在的问题和应用的局限性,特别是在测力法中,目前广泛应用的两种动力系统对风轮... 介绍了风轮的空气动力特性及其对应的各种工况。接着介绍了目前风洞中风轮特性实验研究采用的两种基本方法:测力法和加速度法。探讨了这两种测试方法所存在的问题和应用的局限性,特别是在测力法中,目前广泛应用的两种动力系统对风轮气动特性测试的限制。在此基础上提出一种新型的动力系统──采用脉冲宽度调速技术,并以电流控制内环、转速调节外环的双闭环的动力系统。新型动力系统应用于风轮特性测试结果表明,它完全适用于风洞内对风轮特性测试的各种基本要求。在给定风速条件下,利用同一动力系统,能完成在各种工况条件下风轮性能特性的全部内容的测试。从而为风轮特性的风洞实验研究提供了一个强有力的工具。 展开更多
关键词 风力涡轮 风洞试验 脉宽调制 动力系统 风能
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三角机翼过失速非定常空气动力特性研究 被引量:6
3
作者 吴根兴 丁克勤 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 1994年第4期435-441,共7页
在3m低速风洞中研究了70°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台,它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度、迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围0°~90°。使用六分... 在3m低速风洞中研究了70°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台,它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度、迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围0°~90°。使用六分力应变天平测量非定常空气动力。研究指出:当作大迎角纵向过失速机动时,其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征,它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特性在低迎角(α<30°)具有阻尼特征,但在高迎角时(30°~70°)该力矩促使模型进一步增大迎角,具有发散特征。 展开更多
关键词 风洞 大迎角 涡旋流动 非定常流动
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航天飞机末端能量管理段在线轨迹设计方法 被引量:16
4
作者 沈宏良 龚正 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期430-433,共4页
研究了航天飞机末端能量管理段飞行轨迹的一种在线设计新方法。根据飞行器当前的能量状态及相对于机场的位置,选取合适的动压变化规律,并以纵、横航向耦合的质心运动方程为基础,采用蛇形机动原理和轨迹推演技术优化横向机动方案,设计生... 研究了航天飞机末端能量管理段飞行轨迹的一种在线设计新方法。根据飞行器当前的能量状态及相对于机场的位置,选取合适的动压变化规律,并以纵、横航向耦合的质心运动方程为基础,采用蛇形机动原理和轨迹推演技术优化横向机动方案,设计生成飞行轨迹,保证飞行器安全、精确进入自动着陆窗口。仿真显示,该方法具有在线生成、快速、精确、鲁棒性强等特点,可用于异常情况下返回轨迹的设计。 展开更多
关键词 航天飞机 末端能量管理 轨迹设计 轨迹推演技术
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非定常气动力辨识的模糊逻辑方法 被引量:8
5
作者 尹江辉 刘昶 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第5期545-550,共6页
提出了用内部函数和二次型隶属函数对非线性非定常气动力进行模糊逻辑建模与辨识的方法 ,分别用 F- 18和 F- 16飞机强迫振荡的实验数据建立了非线性非定常气动力模型 ,讨论了隶属函数导数的连续性对模糊逻辑模型精度的影响 ,并与已有的 ... 提出了用内部函数和二次型隶属函数对非线性非定常气动力进行模糊逻辑建模与辨识的方法 ,分别用 F- 18和 F- 16飞机强迫振荡的实验数据建立了非线性非定常气动力模型 ,讨论了隶属函数导数的连续性对模糊逻辑模型精度的影响 ,并与已有的 Fourier模型和非线性代数模型进行了比较。结果表明 ,文中提出的建模方法能够给出更为满意的结果。 展开更多
关键词 模糊模型 模糊逻辑 非定常气动力 隶属函数
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多孔探针系统误差分析 被引量:3
6
作者 李鹏 马兴宇 明晓 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期69-73,共5页
以不可压流场的Bernoulli方程和势流理论为出发点详细推导了多孔探针的基本测量原理并获得了相应的数学模型,从而将具有不同头部(如球体、圆锥体)、不同孔数(如3、5、7乃至18孔)的各种类型多孔探针纳入到相同的数学模型之下,为系统分析... 以不可压流场的Bernoulli方程和势流理论为出发点详细推导了多孔探针的基本测量原理并获得了相应的数学模型,从而将具有不同头部(如球体、圆锥体)、不同孔数(如3、5、7乃至18孔)的各种类型多孔探针纳入到相同的数学模型之下,为系统分析各类探针提供了条件。通过分析推导过程,得出了多孔探针测量数学模型成立的4个基本约束条件。在实际测量过程中若偏离这4个基本条件必然会在测量结果中引入系统误差。将由此引入的系统误差分别归纳为:数学模型误差、制造误差以及使用误差,并逐个进行了详细的分析。同时,还以较为常用的七孔探针为例,采用计算流体力学软件对以上3种情况造成的误差进行了定量计算。根据以上分析和计算结果,为实际应用中选择合适类型的探针、确定使用条件、评估测量系统误差给出了详细的建议。 展开更多
关键词 多孔探针 系统误差分析 模型误差 制造误差 数值模拟
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基于非定常气动力建模的动导数仿真实验 被引量:2
7
作者 史志伟 吴根兴 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第5期580-584,共5页
应用系统辨识理论,利用纵向大振幅非定常气动力实验数据,在频率域内建立了基于Fourier 变换法的非定常气动力数学模型,并发展了一种获取常规动导数的仿真实验方法,分析了迟滞环的物理意义。对60°三角翼和F-18 飞... 应用系统辨识理论,利用纵向大振幅非定常气动力实验数据,在频率域内建立了基于Fourier 变换法的非定常气动力数学模型,并发展了一种获取常规动导数的仿真实验方法,分析了迟滞环的物理意义。对60°三角翼和F-18 飞机模型进行动导数仿真计算,研究了不同振幅、频率及迎角变化对动导数的影响。结果表明,Fourier 变换模型可以用于动导数仿真计算,使大振幅非定常实验与小振幅常规动导数实验合二为一。迟滞环的方向反映了飞机运动的阻尼特性。 展开更多
关键词 非定常 空气动力学 模型辩识 动导数 仿真
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跨音速机翼操纵面定常、非定常气动力计算 被引量:1
8
作者 陆志良 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第1期92-96,共5页
采用代数方法及椭圆型方程线松弛迭代优化方法生成三维CH贴体网格。用时间精确近似因式分解差分方法求解守恒型非定常全位势方程。操纵面偏转用物面当量法向速度模拟。考虑附面层影响,通过粘位迭代得到跨音速机翼操纵面的定常、非... 采用代数方法及椭圆型方程线松弛迭代优化方法生成三维CH贴体网格。用时间精确近似因式分解差分方法求解守恒型非定常全位势方程。操纵面偏转用物面当量法向速度模拟。考虑附面层影响,通过粘位迭代得到跨音速机翼操纵面的定常、非定常气动力。所得结果与实验数据相当吻合。 展开更多
关键词 跨音速流 非定常流 全位势方程 操纵面 机翼
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广义2-D系统Roesser模型的可接受输入序列研究
9
作者 赵胜民 陆昌根 刘则毅 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第6期672-676,共5页
通过将有限矩形上的广义 2 - D Roesser模型转化为等价的代数方程 ,给出了有限矩形上所有输入均为该系统的可接受输入的充要条件 ;利用 2 - D Z-变换以及多项式矩阵的性质 ,给出了无限矩形上所有输入均可接受的充要条件。证明了当系统... 通过将有限矩形上的广义 2 - D Roesser模型转化为等价的代数方程 ,给出了有限矩形上所有输入均为该系统的可接受输入的充要条件 ;利用 2 - D Z-变换以及多项式矩阵的性质 ,给出了无限矩形上所有输入均可接受的充要条件。证明了当系统的输入矩阵行满秩时 ,只要系统在某个有限矩形上的所有输入均为可接受输入 ,则在无限矩形上的所有输入也均为可接受输入。基于矩阵的初等行变换 ,提出了确定广义 2 - D系统 Roesser模型可接受输入序列集合的方法。 展开更多
关键词 状态空间 离散系统 控制问题 2-DRoesser模型 2-DZ-变换
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虚拟区域法及其在流体力学中的应用
10
作者 周春华 《中国科学技术大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2005年第4期448-454,485,共8页
讨论了一类椭圆型算子Dirichlet问题的一种基于Lagrange乘子的虚拟区域方法;由此导出的鞍点问题用共轭梯度法迭代求解.为加速迭代收敛,构建了合适的预处理器.着重考虑了这种方法在不可压粘性流动数值模拟中的应用.通过基于算子分裂的劋l... 讨论了一类椭圆型算子Dirichlet问题的一种基于Lagrange乘子的虚拟区域方法;由此导出的鞍点问题用共轭梯度法迭代求解.为加速迭代收敛,构建了合适的预处理器.着重考虑了这种方法在不可压粘性流动数值模拟中的应用.通过基于算子分裂的劋laMarchukYanenko时间离散格式,将虚拟区域情形下的不可压NavierStokes方程分裂成非线性对流扩散方程、准Stokes方程和虚拟区域情形下的线性椭圆型方程三个子问题.给出了绕固定和运动圆二维流动的数值实验结果. 展开更多
关键词 虚拟区域 LAGRANGE乘子 算子分裂 有限元 运动刚体
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一种建筑物脉动风压测量系统 被引量:3
11
作者 张庆利 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期214-218,共5页
简要介绍了一种应用在建筑物模型风洞试验中测量脉动风压的电子扫描系统。它是由原电子扫描测压系统PSI780B的传感器模块及其校正单元、与多通道高速A/D板、PC486微机和新设计的测压点选通接口组成。此外还使用毛细管限... 简要介绍了一种应用在建筑物模型风洞试验中测量脉动风压的电子扫描系统。它是由原电子扫描测压系统PSI780B的传感器模块及其校正单元、与多通道高速A/D板、PC486微机和新设计的测压点选通接口组成。此外还使用毛细管限流器改善脉动测压系统的频响,并以上海浦东某高层建筑模型的脉动风压试验为例,讨论了系统的应用以及有关试验风速、采样时间与频率的选取。 展开更多
关键词 风洞试验 脉动风压测量 测压系统 建筑物
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飞行器外挂物投放风洞实验的控制系统 被引量:3
12
作者 张庆利 《振动.测试与诊断》 EI CSCD 1999年第1期66-69,共4页
简要介绍了南京航空航天大学NH-2风洞中用计算机控制飞行器外挂物投放的控制系统,对投放控制系统的硬件配置情况以及部分软件作了简要说明,同时还对用计算机软件提高控制精度的方法作了介绍。该系统为研究飞行器投放外挂时,外挂... 简要介绍了南京航空航天大学NH-2风洞中用计算机控制飞行器外挂物投放的控制系统,对投放控制系统的硬件配置情况以及部分软件作了简要说明,同时还对用计算机软件提高控制精度的方法作了介绍。该系统为研究飞行器投放外挂时,外挂物在脱离飞行器的极短时间段在空中的运动轨迹的获取提供了一种有效手段。 展开更多
关键词 风洞试验 投放试验 外挂物 控制系统 飞行器
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航天飞机再入大气层最优轨迹 被引量:2
13
作者 郑本武 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 1993年第4期431-437,共7页
本文研究航天飞机再人大气层最小气动加热的最优轨迹。文中考虑了地球自转的影响和气动加热、动压、过载对再入飞行的限制。在地心非惯性坐标系中,采用球面速度坐标系建立运动方程。再入点的运动参数是在惯性计算系中给出的,故地心非惯... 本文研究航天飞机再人大气层最小气动加热的最优轨迹。文中考虑了地球自转的影响和气动加热、动压、过载对再入飞行的限制。在地心非惯性坐标系中,采用球面速度坐标系建立运动方程。再入点的运动参数是在惯性计算系中给出的,故地心非惯性系的再入参数是经过惯性计算系到非惯性计算系的转换而获得的。文中最优轨迹的性能指标采用气动加热量的最小值,最优轨迹的求解方法采用非线性规划法,即将控制变量参数化,把泛函的极值问题转变成函数的极值问题进行求解,因而可以利用函数优化方法的标准程序进行计算。本文在性能指标中引进了罚函数,并采用Powell方法求解无约束的最优化问题。文中进一步用运动参数描述控制变量,这不但便于初值的选择,而且还便于考虑一些参数变化规律的要求。本方法使用方便,计算结果稳定可靠。 展开更多
关键词 航天飞机 大气层 最佳轨道
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合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究 被引量:15
14
作者 赵国庆 招启军 +3 位作者 顾蕴松 陈希 张冬雨 左伟 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第2期351-355,共5页
为研究低速状态合成射流在抑制翼型气流分离和推迟失速方面的控制机理,开展了NACA0021翼型失速特性射流控制的风洞试验研究.通过系统性的模型测力、翼型瞬态流场粒子图像测速和边界层速度测定的对比试验,深入探索了合成射流各参数对翼... 为研究低速状态合成射流在抑制翼型气流分离和推迟失速方面的控制机理,开展了NACA0021翼型失速特性射流控制的风洞试验研究.通过系统性的模型测力、翼型瞬态流场粒子图像测速和边界层速度测定的对比试验,深入探索了合成射流各参数对翼型失速特性控制效果的影响规律.试验结果表明射流偏角在翼型升力和失速迎角控制方面的效果对射流动量系数较为敏感:当动量系数较大时,近切向射流的控制效果更好.射流动量系数为0.033时,偏角30?的射流使得翼型升力系数峰值提高23.56%,失速迎角增大5?;而动量系数较小时,偏角较大的射流能够获得最佳控制效果.射流动量系数为0.0026时,法向射流对翼型最大升力系数控制效果最好(提高9.2%). 展开更多
关键词 翼型 气流分离 失速 主动流动控制 合成射流 粒子图像测速
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俯仰-滚转耦合两自由度大振幅非定常实验技术 被引量:8
15
作者 李志强 黄达 +1 位作者 史志伟 吴根兴 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期121-126,共6页
主要介绍了一套用于3m低速风洞的俯仰-滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成:俯仰-滚转两自由度的模型动态支撑机构;俯仰-滚转两自由度电控液压系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞... 主要介绍了一套用于3m低速风洞的俯仰-滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成:俯仰-滚转两自由度的模型动态支撑机构;俯仰-滚转两自由度电控液压系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞行器姿态变化,并测量其相应的六分量非定常气动力变化。为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。另外,用三角翼在3m风洞进行了多种运动状态的非定常气动力特性测量。 展开更多
关键词 俯仰 滚转 大振幅 非定常 风洞试验 战斗机
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风力机尾流相互干扰的数值模拟 被引量:24
16
作者 田琳琳 赵宁 钟伟 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期1315-1320,共6页
结合制动盘理论与CFD方法,采用FLUENT软件对置于有限面积的风电场内的9台风力机尾流相互干扰情况进行数值模拟。风电场内风力机机组呈梅花型排布,考虑入流角分别为0°、15°和30°代表风力机的偏航现象,利用FLUENT提供的FA... 结合制动盘理论与CFD方法,采用FLUENT软件对置于有限面积的风电场内的9台风力机尾流相互干扰情况进行数值模拟。风电场内风力机机组呈梅花型排布,考虑入流角分别为0°、15°和30°代表风力机的偏航现象,利用FLUENT提供的FAN边界将风力机风轮简化为无厚度的产生压力跃降的制动盘,采用N-S方程求解整个风电场的流场分布。该文给出流场的速度分布、涡量分布及风力机机组周围的风能密度与湍流强度分布,反映了上游风力机机组的尾流会对下游机组的流场产生干扰的现象。通过对风电场和风力机的成功模拟表明,制动盘理论结合CFD的方法适用于风电场和风力机的流场模拟,可为风电场微观选址和风力机排布提供参考,且计算量远小于完全数值模拟方法。 展开更多
关键词 风力机 制动盘 微观选址 CFD数值模拟
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翼尖涡流场特性及其控制 被引量:17
17
作者 顾蕴松 程克明 郑新军 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第4期446-451,共6页
大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度。通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法。应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结... 大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度。通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法。应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律。在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡。研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上。其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡。在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度。 展开更多
关键词 翼尖涡 涡控制 翼梢涡扩散器 流场测量 七孔探针
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斜出口合成射流控制机翼分离流实验研究 被引量:12
18
作者 左伟 顾蕴松 +1 位作者 程克明 刘源 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第6期45-50,共6页
采用倾斜出口合成射流激励器对NACA633-421三维直机翼进行分离流主动流动控制,天平测力结果表明合成射流可以有效地控制机翼流动分离,提升最大升力系数10.4%,推迟失速迎角4°。运用边界层测试技术及粒子图像测速系统(PIV)对合成射... 采用倾斜出口合成射流激励器对NACA633-421三维直机翼进行分离流主动流动控制,天平测力结果表明合成射流可以有效地控制机翼流动分离,提升最大升力系数10.4%,推迟失速迎角4°。运用边界层测试技术及粒子图像测速系统(PIV)对合成射流分离流控制机制进行研究分析,结果表明,控制后边界层速度型变得"饱满",形状因子减小,其底层能量增加,抵抗逆压梯度能力增强。瞬态及时均化PIV测试流场图进一步证明合成射流向主流进行动量注入及掺混后,主流附着机翼表面,翼面附近流体湍流动能和雷诺剪切应力增加,分离点向下游推迟,流动分离得到抑制。 展开更多
关键词 倾斜出口 合成射流 机翼分离流 边界层 粒子图像测速
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考虑转捩的风力机翼型动态失速数值模拟 被引量:8
19
作者 王强 赵宁 +2 位作者 王同光 钟伟 王珑 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期113-119,共7页
以风力机专用翼型的动态失速为对象,采用一种基于流场当地变量的Gamma-Theta转捩模型配合SSTk-ω湍流模型进行数值模拟,研究转捩对动态失速性能的影响和动态失速下的转捩规律。结果表明,使用考虑转捩效应,能够使动态失速过程中上仰段大... 以风力机专用翼型的动态失速为对象,采用一种基于流场当地变量的Gamma-Theta转捩模型配合SSTk-ω湍流模型进行数值模拟,研究转捩对动态失速性能的影响和动态失速下的转捩规律。结果表明,使用考虑转捩效应,能够使动态失速过程中上仰段大迎角状态下失速和下俯段气流再附的模拟得到改善。在动态失速上仰段,上表面转捩由后缘分离泡向前缘分离泡的转变过程较快,导致转捩点迅速前移;而在下俯段,前缘分离泡向后缘分离泡的转变过程中经过了自然转捩和再层流化的过渡,因此转捩点的移动较上仰段平滑。 展开更多
关键词 风力机 翼型 动态失速 转捩模型
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用混合网格求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程 被引量:6
20
作者 刘学强 伍贻兆 夏健 《计算力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期265-269,共5页
用混合网格求解了三维紊流 N-S方程。在物面附近采用三棱柱网格 ,其它区域则采用四面体网格。方程的求解采用 Jamson的有限体积法 ,紊流模型采用两层 Baldwin-Lomax代数紊流模型。数值算例表明 ,用混合网格求解三维紊流 Navier-Stokes... 用混合网格求解了三维紊流 N-S方程。在物面附近采用三棱柱网格 ,其它区域则采用四面体网格。方程的求解采用 Jamson的有限体积法 ,紊流模型采用两层 Baldwin-Lomax代数紊流模型。数值算例表明 ,用混合网格求解三维紊流 Navier-Stokes是非常有效的。 展开更多
关键词 混合网格 三维 NAVIER-STOKES方程 有限体积法 紊流模型 飞机 计算流体力学
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