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倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积可视化计算方法
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作者 宋伟 王琦 何国毅 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2492-2502,共11页
机翼滑流区面积计算是进行倾转旋翼飞行器旋翼与机翼气动干扰分析的关键,针对倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积计算,基于CATIA二次开发和参数化设计技术,结合气动计算和三维几何图形运算,提出一种可视化计算方法,其能够在考虑机翼和旋翼参... 机翼滑流区面积计算是进行倾转旋翼飞行器旋翼与机翼气动干扰分析的关键,针对倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积计算,基于CATIA二次开发和参数化设计技术,结合气动计算和三维几何图形运算,提出一种可视化计算方法,其能够在考虑机翼和旋翼参数影响的情况下,准确计算机翼滑流区面积,并且能够直观地确定机翼滑流区区域及机翼滑流区随各项参数的动态变化过程。通过基于XV-15倾转旋翼飞行器参数进行实例计算和分析,结果表明:机翼安装角、后掠角、上反角等机翼参数在纵向和侧向分析时对机翼滑流区面积影响较小;旋翼后倒角、侧倒角及旋翼主轴侧倾角等旋翼参数对机翼滑流区面积影响较大;在不考虑旋翼后倒角和侧倒角的情况下,采用所提方法对XV-15倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积进行计算,计算精度最大可提升18.976%。 展开更多
关键词 倾转旋翼飞行器 机翼滑流区 可视化计算 CATIA二次开发 参数化设计
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高超声速飞行器的气动力工程计算 被引量:2
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作者 王磊 何国毅 +2 位作者 王娜 陈金铭 阮永井 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2020年第1期1-6,共6页
为满足高超声速飞行器在概念设计和优化设计中对气动力快速计算的需求,基于C/C++研究和开发了高超声速飞行器的气动力快速计算程序。使用该程序对HL-20升力体和双椭球模型的气动力特性进行计算,将计算结果与风洞实验数据进行对比分析。... 为满足高超声速飞行器在概念设计和优化设计中对气动力快速计算的需求,基于C/C++研究和开发了高超声速飞行器的气动力快速计算程序。使用该程序对HL-20升力体和双椭球模型的气动力特性进行计算,将计算结果与风洞实验数据进行对比分析。结果表明,计算结果与风洞实验数据吻合良好,该程序能够准确计算高超声速飞行器的升阻特性。通过修改工程计算方法,对比计算数据,验证本文使用的计算方法的精度,同时也体现了该程序可以灵活选择适合的计算方法的特性。此外,该程序不仅可以自由的更换计算方法,还能够作为C++的库文件链接成为优化程序的一部分,实现高超声速飞行器的概念设计和优化设计。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 空气动力学 工程计算 气动特性
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四旋翼无人机编队飞行分布式姿态协同控制
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作者 王宇翔 陈龙胜 +2 位作者 许海涛 金飞宇 石童昕 《电光与控制》 北大核心 2025年第3期33-41,共9页
针对一类具有动态干扰和输入饱和受限的四旋翼无人机编队飞行系统,在有向通信拓扑下研究其姿态跟踪协同控制问题。首先,建立四旋翼无人机编队飞行姿态系统动力学模型,并构造辅助抗饱和系统解决无人机执行机构输入饱和受限的问题;其次,... 针对一类具有动态干扰和输入饱和受限的四旋翼无人机编队飞行系统,在有向通信拓扑下研究其姿态跟踪协同控制问题。首先,建立四旋翼无人机编队飞行姿态系统动力学模型,并构造辅助抗饱和系统解决无人机执行机构输入饱和受限的问题;其次,设计一种基于高阶滑模微分器的有限时间干扰观测器对时变动态干扰进行补偿;最后,基于反步法和多智能体一致性理论为四旋翼无人机编队飞行设计姿态跟踪协同控制器,并基于Lyapunov稳定理论证明了闭环系统的有界稳定。仿真实验结果证明了所提方法的可行性和有效性。 展开更多
关键词 四旋翼无人机 编队飞行 输入饱和 干扰抑制 分布式协同控制
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基于仿生学飞行器翼型气动噪声控制数值研究 被引量:1
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作者 刘勇 汤崇辉 +1 位作者 钟伯文 李鑫 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2022年第3期111-115,共5页
通过运用LBM-LES方法,对基于仿生学原理构建的多孔仿生翼型进行了气动噪声声场的直接计算,并深入分析了多孔仿生翼型的流动特征和声学特性,详细探讨了多孔介质流阻和长度对仿生翼型控制效果的影响。结果表明:多孔介质长度为20%,流阻较高... 通过运用LBM-LES方法,对基于仿生学原理构建的多孔仿生翼型进行了气动噪声声场的直接计算,并深入分析了多孔仿生翼型的流动特征和声学特性,详细探讨了多孔介质流阻和长度对仿生翼型控制效果的影响。结果表明:多孔介质长度为20%,流阻较高时,仿生翼型具有较好的降噪效果;当流阻比较低的时候,仿生翼型尾涡会变强,从翼型后缘脱落后形成有序的卡门涡街,会增强仿生翼型的气动噪声,失去降噪效果;翼型壁面附近边界层内的相干结构及翼型后缘处脱落的尾涡是产生远场气动噪声的主要声源,仿生翼型的噪声控制需要综合考虑两处主要声源的影响,才可能有效起到降低气动噪声的目的。 展开更多
关键词 仿生翼型 数值模拟 噪声控制 多孔介质
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初始运行条件对空间飞行器飞行影响研究
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作者 刘赟 朱德龙 《航空工程进展》 CSCD 2017年第2期154-161,共8页
某试验型微小空间飞行器用于检测空间探测技术,通过对该飞行器运动轨迹及姿态变化的研究,对比分析空间探测技术的实时响应和检测精度。针对发射过程中,扰动会改变空间飞行器自由飞行过程的初始运行条件的问题,建立计及环境因素的空间飞... 某试验型微小空间飞行器用于检测空间探测技术,通过对该飞行器运动轨迹及姿态变化的研究,对比分析空间探测技术的实时响应和检测精度。针对发射过程中,扰动会改变空间飞行器自由飞行过程的初始运行条件的问题,建立计及环境因素的空间飞行器轨道动力学和基于欧拉方程的姿态动力学模型,并对飞行器在不同初始运行条件下的运动过程进行数值研究。结果表明:改变初始条件,飞行器运动过程将产生不同程度的变化;入轨初速度越大,飞行器轨道离心率和周期越大;非零发射角将引起轨道偏移和旋转,俯仰发射角主要引起俯仰角变化,偏航发射角主要影响滚转角和偏航角,并且角度越大,幅度越大;自转角速度越大,姿态角变化越小。 展开更多
关键词 空间飞行器 轨道运动 姿态 空间环境
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基于Isight的倾转旋翼飞行器前飞状态翼型优化 被引量:1
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作者 赵广 何国毅 +2 位作者 王琦 罗云 王振 《航空工程进展》 CSCD 2019年第4期514-520,535,共8页
倾转旋翼飞行器被认为是下一代旋翼类飞行器的主要发展方向,研究其机翼的气动优化设计,对于提高该类飞行器的飞行性能具有重要意义。以NACA2412为原始翼型,首先,采用Hicks-Henne方法进行翼型参数化,并确定设计变量;其次,采用Isight集成... 倾转旋翼飞行器被认为是下一代旋翼类飞行器的主要发展方向,研究其机翼的气动优化设计,对于提高该类飞行器的飞行性能具有重要意义。以NACA2412为原始翼型,首先,采用Hicks-Henne方法进行翼型参数化,并确定设计变量;其次,采用Isight集成翼型生成、网格划分、流场求解等软件,建立翼型自动优化平台;然后,采用基于最优拉丁超立方设计(Opt LHD)和径向基函数(RBF)的代理模型,并用多岛遗传算法(MIGA)进行机翼优化;最后,将优化后的翼型生成三维机翼,进行气动特性计算。优化过程中,对比两种边界条件的优化结果,以证明所用优化方法的有效性;为了减少计算量,使用动量源方法用作用盘代替旋翼。结果表明:根据机翼展向来流速度分布进行翼型优化,在前飞状态下优化后的机翼的升阻比提高了66.03%。 展开更多
关键词 倾转旋翼飞行器 翼型优化 ISIGHT 代理模型 动量源方法
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基于遗传算法的高超声速飞行器多学科优化设计 被引量:2
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作者 姜志杰 韩伟 +1 位作者 李怡庆 李光昱 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2022年第2期18-23,共6页
建立了考虑气动、推进、飞行轨迹、质量分析等分系统模型的高超声速飞行器总体设计模型;并基于文献参数给出了基准设计方案以及各设计参数边界;基于标准遗传算法,以最小燃料消耗为目标对基准方案进行了优化,得到了燃料消耗较小的设计方... 建立了考虑气动、推进、飞行轨迹、质量分析等分系统模型的高超声速飞行器总体设计模型;并基于文献参数给出了基准设计方案以及各设计参数边界;基于标准遗传算法,以最小燃料消耗为目标对基准方案进行了优化,得到了燃料消耗较小的设计方案。通过分析对比基准方案与优化方案,结果表明,在相同航程情况下,优化后的高超声速飞行器燃油消耗量较基准方案减少3.2%。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 遗传算法 多学科优化
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固定翼微型飞行器展弦比对气动特性的影响
8
作者 王芳 余春锦 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2021年第1期9-13,21,共6页
研究了弦长15 cm固定翼微型飞行器的展弦比对机翼升力面气动特性的影响。以MAV常用的翼面形状反齐莫曼为基础,再设置了4种展弦比,采用有限体积方法分别对不同展弦比模型的三维绕流进行数值模拟,并着重分析了模型上表面流场情况及翼尖绕... 研究了弦长15 cm固定翼微型飞行器的展弦比对机翼升力面气动特性的影响。以MAV常用的翼面形状反齐莫曼为基础,再设置了4种展弦比,采用有限体积方法分别对不同展弦比模型的三维绕流进行数值模拟,并着重分析了模型上表面流场情况及翼尖绕流对上下表面流场的影响。结果表明:展弦比为0.5时上下表面压力差较小,升力不足;展弦比为2时,常用攻角范围内上翼面会出现较大的气流分离;展弦比为1时,升力面受翼尖涡影响较大;展弦比为1.5的固定翼微型飞行器既能保持大展弦比的高升力,又能较好地避免大攻角时的气流分离带来的不利影响。该研究结果对MAV设计研究具有一定的指导意义。 展开更多
关键词 展弦比 气流分离 翼尖涡 微型飞行器
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航空发动机全飞行包线稳态划分方法研究
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作者 蒋匀绅 蔡开龙 《航空工程进展》 CSCD 2023年第3期77-83,共7页
航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题,为此,提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性,结合大... 航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题,为此,提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性,结合大气条件的客观规律,通过两种划分方法将飞行包线划分为65个区域,用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全飞行包线内各区域标称点与边界点参数的对比,证明两种方法均对全飞行包线划分有效,可为后续航空发动机控制器设计提供理论参考。 展开更多
关键词 航空发动机 飞行包线划分 推力耗油率特性 动压
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基于非线性加权法的航空发动机总体性能优化设计
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作者 杨显赵 向鑫 +2 位作者 薛燕 孙禄祥 明新迪 《航空发动机》 北大核心 2024年第6期19-25,共7页
为了解决发动机改型或性能优化时设计者主观性干扰、权重系数难以确定的问题,以燃气涡轮发动机为研究对象,将净推力FN、耗油率sfc和喷管最小截面积A8作为优化目标参数,采用敏感度分析法求解客观权重,并结合熵值法计算得到综合权重,基于... 为了解决发动机改型或性能优化时设计者主观性干扰、权重系数难以确定的问题,以燃气涡轮发动机为研究对象,将净推力FN、耗油率sfc和喷管最小截面积A8作为优化目标参数,采用敏感度分析法求解客观权重,并结合熵值法计算得到综合权重,基于非线性加权法开展总体性能优化的研究。结果表明:S_(FC)、F_(N)、A_(8)的综合权重分别为0.5204、0.26125、0.21835,其中sfc所占的综合权重最大,说明对SFC进行优化能更充分地发挥发动机的性能,同时SFC优化起来相对容易,成本较小。发动机总体性能参数(S_(FC)、F_(N)、A_(8))的设计值分别还有5.32%、0.67%、3.25%的优化空间,说明在推力变化不大的前提下,可以按照大幅降低耗油率,并减小A8的思路来进行优化。优化结果既克服了以往设计者主观因素干扰的缺点,又满足了该发动机的当前部件设计水平和节省优化成本的要求,可为设计者在发动机方案设计阶段进行目标权衡处理提供有效依据。 展开更多
关键词 总体性能设计 航空发动机 多目标优化 熵值法 非线性加权法 敏感度分析法
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Euler-Bernoulli梁模态公式的修正
11
作者 毛崎波 《力学与实践》 2025年第1期233-237,共5页
在机械振动教科书给出Euler-Bernoulli梁的模态表达式中,除了简支梁,一般只能计算前12阶模态。主要原因是由于模态表达式中存在双曲正弦和双曲余弦函数,双曲函数随模态阶数呈指数增加,由此引起的舍入误差导致数值计算时模态形状失真。... 在机械振动教科书给出Euler-Bernoulli梁的模态表达式中,除了简支梁,一般只能计算前12阶模态。主要原因是由于模态表达式中存在双曲正弦和双曲余弦函数,双曲函数随模态阶数呈指数增加,由此引起的舍入误差导致数值计算时模态形状失真。本文提出对传统的模态表达式进行修正,从而可以精确计算至少前200阶模态。 展开更多
关键词 EULER-BERNOULLI梁 高阶模态 舍入误差 边界条件 模态形状
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航空发动机金属波纹封严环性能分析 被引量:3
12
作者 王云 徐江锋 《航空工程进展》 2012年第3期379-382,共4页
为提高航空发动机用金属波纹封严环的密封性能,通过利用有限元方法对金属波纹封严环进行有限元分析,对不同断面形状的封严环轴向刚度变化、径向尺寸变化和应力分布情况进行了对比,得到了基于波节的金属波纹封严环外形尺寸的初步优化设... 为提高航空发动机用金属波纹封严环的密封性能,通过利用有限元方法对金属波纹封严环进行有限元分析,对不同断面形状的封严环轴向刚度变化、径向尺寸变化和应力分布情况进行了对比,得到了基于波节的金属波纹封严环外形尺寸的初步优化设计方案。通过对金属波纹封严环应力的观察分析,结果表明:圆弧波节的应力分布比较均匀,合理优化圆弧波节的外形尺寸以减小径向变形和轴向刚度,可较大地提升金属波纹封严环的稳定性和使用寿命,对航空发动机金属波纹封严环的理论研究及优化设计与制造具有一定参考指导意义。 展开更多
关键词 航空发动机 金属波纹封严环 有限元 优化设计
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综合非线性鲁棒飞行控制系统设计 被引量:1
13
作者 陈龙胜 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2014年第1期14-20,共7页
提出一种综合非线性鲁棒飞行控制系统设计方法,用于解决现代复杂战场环境下的飞行控制问题。为了克服系统的不确定性、时延性以及未建模动态给飞行控制系统带来的不利影响,在动态逆控制法的基础上,进一步设计了基于多层感知器神经网络... 提出一种综合非线性鲁棒飞行控制系统设计方法,用于解决现代复杂战场环境下的飞行控制问题。为了克服系统的不确定性、时延性以及未建模动态给飞行控制系统带来的不利影响,在动态逆控制法的基础上,进一步设计了基于多层感知器神经网络和动态非线性阻尼控制的综合非线性鲁棒飞行控制器。利用神经网络参数的在线调整和动态非线性阻尼控制的抑制作用,使飞行控制系统能够跟踪给定信号,且满足一定的性能指标。最后将所设计的飞行控制系统用于某型歼击机的飞行仿真,结果证实当存在时延和平尾损伤时,设计的飞行控制系统具有很强的补偿能力。 展开更多
关键词 神经网络 动态非线性阻尼控制 未建模动态 飞行控制
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涡桨发动机剩余不平衡量相位组合对转子振动响应的影响规律
14
作者 赵林 颜维 +1 位作者 陈为 王飞 《航空发动机》 北大核心 2025年第1期84-88,共5页
为解决涡桨发动机部件动平衡合格但整机振动超标的问题,建立了转子系统动力特性有限元分析模型,分析了转子系统临界转速和不平衡响应特性,研究了剩余不平衡量相位组合对转子振动响应的影响规律。基于分析结果,改进了转子装配工艺流程并... 为解决涡桨发动机部件动平衡合格但整机振动超标的问题,建立了转子系统动力特性有限元分析模型,分析了转子系统临界转速和不平衡响应特性,研究了剩余不平衡量相位组合对转子振动响应的影响规律。基于分析结果,改进了转子装配工艺流程并开展了整机试验验证。结果表明:所建立的计算分析模型能反映转子系统的真实状况;剩余不平衡量的大小、轴向分布以及相位均会影响多面动平衡转子系统的振动响应,仅改变剩余不平衡量的相位组合即可大幅降低整机振动幅值;剩余不平衡量等比例缩放对最优相位组合的分布规律影响较小,不等比例缩放会导致最优相位组合分布规律大幅改变。改进后的转子装配工艺流程有效率达到96.7%,平均减振幅度超过40%,对减小转子在工作转速下的振动响应有显著效果,对整机减振具有十分重要的意义。 展开更多
关键词 动力特性 转子动力学 有限元法 装配技术 相位组合 涡桨发动机
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考虑舵面效能柔性飞机阵风减缓控制系统
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作者 刘易斯 杨佑绪 +2 位作者 刘燚 成志勇 余灵富 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第1期248-256,共9页
舵面效能损耗会直接影响柔性飞机阵风减缓效果,考虑舵面效能损耗是主动阵风减缓控制系统设计的关键。针对柔性飞机遭遇阵风干扰问题,以某大展弦比柔性飞机模型为对象,建立包含刚体运动和弹性模态的柔性飞机结构动力学模型,考虑舵面作动... 舵面效能损耗会直接影响柔性飞机阵风减缓效果,考虑舵面效能损耗是主动阵风减缓控制系统设计的关键。针对柔性飞机遭遇阵风干扰问题,以某大展弦比柔性飞机模型为对象,建立包含刚体运动和弹性模态的柔性飞机结构动力学模型,考虑舵面作动器存在舵面效能损耗的情况,设计一种自适应观测器实时在线估计舵面作动器效能因子,重构和求解自适应主动容错H_(∞)控制器,实现柔性飞机阵风载荷减缓。离散和连续阵风激励下的柔性飞机开/闭环时域响应仿真表明:在舵面无效能损耗情况下,H_(∞)控制与比例-积分-微分(PID)控制均能达到较好的减缓效果,H_(∞)控制相较于PID控制响应时间更快;在舵面存在效能损耗情况下,自适应观测器在4 s内能够完成效能因子评估,基于该效能因子设计的H_(∞)控制器能够达到与理想情况相当的阵风减缓效果。 展开更多
关键词 气动伺服弹性 阵风响应 阵风减缓控制系统 自适应观测器 主动容错控制系统
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滚动轴承径向游隙对支承不同心柔性转子系统动力特性的影响
16
作者 王飞 曾汕 +1 位作者 马婷婷 邓旺群 《航空发动机》 北大核心 2025年第1期111-117,共7页
为研究滚动轴承径向游隙对支承不同心柔性转子系统动力学响应的影响规律,针对涡轴发动机的动力涡轮转子设计了动力相似柔性转子试验器。调节前后轴承座水平偏心距离,直至转子响应中出现较明显的2倍频;各支点依次更换为不同径向游隙的滚... 为研究滚动轴承径向游隙对支承不同心柔性转子系统动力学响应的影响规律,针对涡轴发动机的动力涡轮转子设计了动力相似柔性转子试验器。调节前后轴承座水平偏心距离,直至转子响应中出现较明显的2倍频;各支点依次更换为不同径向游隙的滚动轴承并开展不平衡响应试验;对比不同径向游隙、不同测点响应中基频、2倍频幅值变化规律,基于控制变量法利用柔性转子试验器开展了一系列试验研究,分析不同支点处滚动轴承径向游隙对转子振动响应的影响规律和机理。结果表明:在试验中观察到“频率锁定”现象,以及由其导致的转子共振;合适的滚动轴承径向游隙组合可大幅降低转子系统振动,最大减振幅度可达85%;径向游隙的减振机理为补偿支承不同心引起的附加不平衡力、力矩,但不同轴向位置处轴承对二者的补偿效果不同,导致减振效果不同。研究结论对航空发动机整机振动控制具有重要的工程应用价值。 展开更多
关键词 滚动轴承 径向游隙 支承不同心 柔性转子 动力特性 整机振动 航空发动机
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基于SVR的航空发动机抗性能退化容错研究
17
作者 杨蓓 张宸宇 《航空工程进展》 CSCD 2016年第4期447-451,共5页
涡轮风扇发动机工作环境复杂,长期工作在高温、高压状态下,使得发动机不断老化、性能衰退,由性能退化导致的航空发动机可靠性降低问题不容忽视。采用支持向量回归方法 SVR对测量参数进行估计,获得发动机性能退化模型;应用支持向量机的... 涡轮风扇发动机工作环境复杂,长期工作在高温、高压状态下,使得发动机不断老化、性能衰退,由性能退化导致的航空发动机可靠性降低问题不容忽视。采用支持向量回归方法 SVR对测量参数进行估计,获得发动机性能退化模型;应用支持向量机的非线性回归的核函数变换法,对特征空间优化获得最优分类面,同时基于Mann-Kendall算法对发动机性能退化参数进行评估。结果表明:该方法能有效地评估分析发动机性能退化趋势和衰退程度。 展开更多
关键词 涡轮风扇发动机 SVR MANN-KENDALL检验 性能退化 故障诊断
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“空中丝路”背景下留学生《航空发动机原理与结构》课程改革探索
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作者 丁相玉 向鑫 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2022年第4期139-142,共4页
随着“空中丝路”计划的提出,“一带一路”沿线航空专业类人才培养刻不容缓,因此提高留学生航空专业课程的教学质量是当前留学生高等教育的重要研究课题。本文分析了为来华留学生开设的“航空发动机原理与结构”课程现状和存在的问题,... 随着“空中丝路”计划的提出,“一带一路”沿线航空专业类人才培养刻不容缓,因此提高留学生航空专业课程的教学质量是当前留学生高等教育的重要研究课题。本文分析了为来华留学生开设的“航空发动机原理与结构”课程现状和存在的问题,针对课程特点和留学生特性,对课程教学方法和模式进行改革。通过优化授课内容、改革教学方式和评价方式,深挖教学内容背后的思政元素,从而充分调动留学生学习能动性,同时引导留学生理解和认同中国道路和核心价值观,在专业知识学习中“润物细无声”地讲好“中国故事”,使留学生的专业课教育取得事半功倍的效果。 展开更多
关键词 空中丝路 来华留学生 航空类专业课程 思政元素
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蜻蜓非均匀柔性前翼扑动飞行的气动性能研究 被引量:1
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作者 刘笑尘 何心怡 +2 位作者 何国毅 王琦 孙书美 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期991-1003,I0003,共14页
为了探究柔性对于蜻蜓前翼在扑动向前飞行时的气动性能,本文根据蜻蜓前翼的实际参数建立蜻蜓前翼模型,提出了两种柔性分布方式即均匀柔性分布和沿蜻蜓前翼弦向的变柔性分布.本文通过STAR-CCM+软件,首先采用重叠网格和双向流固耦合技术,... 为了探究柔性对于蜻蜓前翼在扑动向前飞行时的气动性能,本文根据蜻蜓前翼的实际参数建立蜻蜓前翼模型,提出了两种柔性分布方式即均匀柔性分布和沿蜻蜓前翼弦向的变柔性分布.本文通过STAR-CCM+软件,首先采用重叠网格和双向流固耦合技术,用于实现蜻蜓前翼的扑动流固耦合,其次通过改变蜻蜓前翼固体区域的杨氏模量函数从而实现蜻蜓前翼的两种不同柔性分布.结果表明,在均匀柔性分布条件下,柔性翼在杨氏模量较小时的升力系数和阻力系数曲线的变化规律滞后于刚性翼半周期并且给飞行增加阻力,但是随着杨氏模量的逐渐增加即柔性逐渐减小,蜻蜓前翼受到的阻力减小,获得的推力增加且推力给予蜻蜓前飞的动量增量、加速度以及时均推力系数先增加后减小.在合理的非均匀柔性分布条件下,柔性翼显著提高推力系数峰值和时均推力系数,在扑动前飞时,给予蜻蜓前翼较大的动量增量以及加速度.两种柔性分布方式的蜻蜓前翼与刚性翼对比之下,蜻蜓前翼在柔性为非均匀柔性分布时可以获得更好的气动性能. 展开更多
关键词 流固耦合 蜻蜓 均匀柔性 变柔性 动量增量 时均推力系数
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航空发动机W形封严环封严效果影响因素分析 被引量:5
20
作者 陈京名 王云 +1 位作者 李齐飞 力宁 《航空工程进展》 CSCD 2018年第4期617-622,共6页
在一定气压差和封严面的机械表面形态下,W形封严环的封严效果和其与法兰之间的封严面积密切相关,合理选择封严环结构参数并提升封严环与法兰之间的封严面积,可以达到提升封严性的目的。使用有限元分析软件ABAQUS模拟在预紧工况下,封严... 在一定气压差和封严面的机械表面形态下,W形封严环的封严效果和其与法兰之间的封严面积密切相关,合理选择封严环结构参数并提升封严环与法兰之间的封严面积,可以达到提升封严性的目的。使用有限元分析软件ABAQUS模拟在预紧工况下,封严环主要结构参数、预压紧量对W形封严环与法兰之间封严面积的影响规律。结果表明:选取较大的外半径,预压紧量和壁厚可使零件与法兰封严面积增大,壁厚与外半径对封严环与法兰接触面积影响较大,在设计过程中应综合考虑封严效果和刚度弹性,合理选择壁厚和外半径的大小。 展开更多
关键词 航空发动机 W形金属封严环 封严效果 封严面积
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