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基于增材制造技术的叠片式电弧加热器叠片结构设计与优化研究
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作者 文鹏 陈连忠 +2 位作者 杨国铭 杨汝森 闫宪翔 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期42-53,共12页
针对叠片式电弧加热器异质材料的热不匹配问题,研制了一种基于增材制造技术的新式压缩叠片,其基体结构采用不锈钢材料一体成型。通过传热分析与数值仿真研究,建立了一种压缩叠片冷却流场的简化传热模型,提出了传热结构优化方向与方法,... 针对叠片式电弧加热器异质材料的热不匹配问题,研制了一种基于增材制造技术的新式压缩叠片,其基体结构采用不锈钢材料一体成型。通过传热分析与数值仿真研究,建立了一种压缩叠片冷却流场的简化传热模型,提出了传热结构优化方向与方法,确定了新式压缩叠片水冷流道的尺寸与布局。电弧加热射流试验结果表明:经优化设计和可靠性计算后的增材制造压缩叠片结构,可承担相应状态的电弧加热射流试验任务,壁面热流范围0~15.4 MW/m^(2),但其实际运行热效率略低于紫铜叠片,平均偏差为6.4%~9.2%。 展开更多
关键词 叠片式电弧加热器 压缩叠片 增材制造 射流试验 热效率
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多体空气动力学研究进展 被引量:9
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作者 宋威 艾邦成 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第6期1461-1484,I0001,共25页
多体飞行器普遍存在于航空航天、空天和武器领域中,主要有以下三大类型:(1)多个飞行器相互不接触的近距离飞行;(2)多体飞行器相互接触或组合飞行;(3)多体飞行器回收或解锁分离过程的相对运动.多体飞行器在飞行、回收或分离过程中存在相... 多体飞行器普遍存在于航空航天、空天和武器领域中,主要有以下三大类型:(1)多个飞行器相互不接触的近距离飞行;(2)多体飞行器相互接触或组合飞行;(3)多体飞行器回收或解锁分离过程的相对运动.多体飞行器在飞行、回收或分离过程中存在相互的流场干扰或作用,使多体飞行器具有不同于孤立体飞行器的流动物理或特征,特别是在超声速、高超声速的多体流动中,多体间存在多重激波反射、衍射以及激波与旋涡、激波与边界层相互干扰或作用,这些复杂流动能显著地改变多体飞行器的空气动力学特性.作者引入“多体空气动力学”概念对多体飞行器这一类问题进行概括和总结,并阐述其基本内涵、应用场景和研究方法/手段及典型多体构型的超声速/高超声速流动结构和特征. 展开更多
关键词 多体飞行器 多体空气动力学 多体分离动力学 孤立体飞行器 激波与边界层相互干扰
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空天技术发展与现代空气动力学——祝贺庄逢甘院士八十华诞 被引量:5
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作者 崔尔杰 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2005年第2期145-152,共8页
2005年2月11日是庄逢甘院士八十华诞,我们谨以诚挚心情表示热烈祝贺! 庄逢甘院士是国际著名空气动力学家.1925年2月11日出生在常州.1947年,上海交通大学毕业后留校任教,后到美国加州理工学院,师从国际著名流体力学家李普曼教授,致力于... 2005年2月11日是庄逢甘院士八十华诞,我们谨以诚挚心情表示热烈祝贺! 庄逢甘院士是国际著名空气动力学家.1925年2月11日出生在常州.1947年,上海交通大学毕业后留校任教,后到美国加州理工学院,师从国际著名流体力学家李普曼教授,致力于航空工程和数学专业研究,开始了力学领域最艰巨的湍流难题的研究工作.1950年,在湍流统计理论的论文中,以其杰出才华和独到见解,获得加州理工学院博士学位,后受聘担任加州理工学院研究学者. 展开更多
关键词 庄逢甘 空气动力学 湍流统计 学术成就 材料烧蚀
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面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究
4
作者 付增良 张石玉 +5 位作者 周家检 梁彬 赵俊波 周平 孙玮琪 张宇航 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期53-60,I0002,共9页
面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为... 面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为研究对象,在1 m量级高速风洞进行了虚拟飞行试验,设计了低阻尼滚转-偏航两自由度运动机构、小型化舵控装置和高性能无线测控系统,成功完成了多种控制策略下的倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)机动试验,实现了控制特性评估与控制律对比、验证,为飞行器气动和飞控设计提供了可靠的试验依据和验证平台。 展开更多
关键词 风洞虚拟飞行试验 控制特性评估 控制律 高速飞行器
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CO_(2)电弧加热器电热特性研究
5
作者 欧东斌 杨国铭 +3 位作者 朱兴营 文鹏 张智 曾徽 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期71-78,共8页
在300 kW管式电弧加热器上,通过试验测定了CO_(2)介质和空气介质条件下的伏安特性和热效率数据。基于相似参数进行回归分析,得到了可同时应用于CO_(2)介质和空气介质的电热特性关系式,并与国外类似电弧加热器进行了比较。研究结果表明:C... 在300 kW管式电弧加热器上,通过试验测定了CO_(2)介质和空气介质条件下的伏安特性和热效率数据。基于相似参数进行回归分析,得到了可同时应用于CO_(2)介质和空气介质的电热特性关系式,并与国外类似电弧加热器进行了比较。研究结果表明:CO_(2)介质与空气介质条件下的电弧加热器电热特性相似,在输入相同参数(电弧电流、气体质量流量)下,CO_(2)介质条件下的弧室总压比空气介质平均低18%,但电弧电压、焓值和热效率分别高5.9%、6.7%和10.9%;通过统一关系式得到的数据与试验数据一致性较好,伏安特性和热效率回归误差分别为-13%~11.4%和-33.0%~34.7%。 展开更多
关键词 CO_(2) 电弧加热器 伏安特性 热效率 相似理论
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大空域变计算域数值方法研究
6
作者 李盾 初景江 +3 位作者 李志辉 何跃龙 白鹏 孟旭飞 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第4期9-17,共9页
大空域多体分离、再入、巡航等长时间、长距离的动态数值模拟,会导致计算域增大、计算量急剧上升。针对此类难题,本研究在三维非结构粘性直角动网格技术的基础上,采用多计算域交替、移动分裂的思路,创新性地提出变计算域数值处理方法。... 大空域多体分离、再入、巡航等长时间、长距离的动态数值模拟,会导致计算域增大、计算量急剧上升。针对此类难题,本研究在三维非结构粘性直角动网格技术的基础上,采用多计算域交替、移动分裂的思路,创新性地提出变计算域数值处理方法。采用双球体分离模型对变计算域方法的可行性和鲁棒性展开对比验证,计算结果证明变计算域方法精度可靠且效率提高。一定程度上实现了气动数值模拟从传统的固定单域计算到动态多域计算的变计算域拓展。 展开更多
关键词 大空域 多体分离 气动数值模拟 变计算域方法 对比验证
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高速有迎角圆锥绕流底部复杂流动结构研究
7
作者 陈智 马乐 +1 位作者 靳旭红 艾邦成 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期11-30,共20页
在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流... 在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流动结构研究,分析了来流攻角、马赫数、雷诺数等因素对底部流动结构以及底面热流、压力等参数的影响规律。研究结果表明:与零攻角时的锥形回流区不同,非零攻角下回流区为非规则形状,且回流区长度较零攻角大幅减小,最大减小了44.6%。随着攻角增大,底部涡与前体背风侧涡发生相互作用,导致回流区长度随攻角增大呈现先减小后增大再减小的非线性变化规律;模型底面的无量纲压力、斯坦顿数峰值总体上呈现先减小后增大的趋势。随着马赫数增大,流动的可压缩性增强,小尺度的涡面及波系结构减少,回流区长度单调减小,无量纲压力和斯坦顿数峰值则分别呈单调增大、单调减小的变化趋势。雷诺数对波系结构的影响相对较小,随单位雷诺数增大,黏性效应减弱,回流区背风侧凹陷逐渐增强,回流区长度单调增加,无量纲压力及斯坦顿数峰值均单调减小。 展开更多
关键词 圆锥外形 底部流动 高速流动 流动结构 数值模拟
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航空活塞发动机有效功率及空中功率恢复研究
8
作者 温占永 田亚明 +1 位作者 孙鹏晖 赵韦东 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第16期6760-6765,共6页
针对某型航空活塞发动机提出一种基于中冷系统传热数学仿真的有效功率计算方法,并应用VB语言对该中冷系统传热仿真模型进行开发。通过试验数据对仿真模型的有效性进行验证。结果表明:中冷器冷侧出口温度、热侧出口温度的仿真计算值与试... 针对某型航空活塞发动机提出一种基于中冷系统传热数学仿真的有效功率计算方法,并应用VB语言对该中冷系统传热仿真模型进行开发。通过试验数据对仿真模型的有效性进行验证。结果表明:中冷器冷侧出口温度、热侧出口温度的仿真计算值与试验值误差均在1.5%以内。利用该仿真模型,研究了风扇风量对航空活塞发动机有效功率的影响,并对空中有效功率恢复进行研究。结果表明:随着风扇风量的增加,风扇功率增幅变大,而发动机功率增幅降低。在二者的综合作用下,发动机有效功率随着风扇风量的增加先升高后下降。对于所研究的航空活塞发动机,当风扇风量为1400 m^(3)/h时,发动机有效功率达到最大,其最大值为101.6 kW。当飞行高度在2000 m以下时,随着飞行高度的升高,发动机有效功率恢复系数小幅增加,当飞行高度在2000 m以上时,发动机有效功率随着飞行高度的增加大幅降低。在海平面环境为50℃条件下,在7000 m高度即便维持稳压箱压力不变,发动机有效功率恢复系数仅能达到92.2%。 展开更多
关键词 航空活塞式发动机 中冷系统 电动风扇 稳压箱温度 有效功率
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精确空投系统研究进展及趋势 被引量:2
9
作者 姜涛 鲁航 田德宇 《现代防御技术》 北大核心 2025年第1期37-44,共8页
精确空投系统的发展带来了军事补给的根本性变革,实现了装备、军需品适时、适地、适量的补给,在战略和战术层次上全面提高了部队的部署和保障能力。根据精确空投伞降系统类型对国内外精确空投系统及关键技术的研究现状进行了阐述与分析... 精确空投系统的发展带来了军事补给的根本性变革,实现了装备、军需品适时、适地、适量的补给,在战略和战术层次上全面提高了部队的部署和保障能力。根据精确空投伞降系统类型对国内外精确空投系统及关键技术的研究现状进行了阐述与分析,同时对影响精确空投系统补给能力关键技术的研究趋势进行了展望。 展开更多
关键词 空投 补给 降落伞 导航 任务规划 缓冲
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基于动态补偿的半导体应变天平短时测力技术研究
10
作者 王惠伦 陈星 靳晓伟 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期53-57,214,共6页
脉冲风洞是模拟高马赫数的重要地面设备,有效试验时间为毫秒量级,天平采集到的信号为气动力信号和振动产生的惯性力的合力,因此提高测量精度的途径之一为提高模型-天平-支杆组成的脉冲风洞测力系统(MBS系统)的固有频率,降低惯性力的占... 脉冲风洞是模拟高马赫数的重要地面设备,有效试验时间为毫秒量级,天平采集到的信号为气动力信号和振动产生的惯性力的合力,因此提高测量精度的途径之一为提高模型-天平-支杆组成的脉冲风洞测力系统(MBS系统)的固有频率,降低惯性力的占比。固有频率的提高必然导致天平灵敏度下降,对于高马赫数或小攻角的小载荷测量,过小的输出信号可能会淹没在噪音中。针对以上难题,将半导体应变计应用于天平设计中,达到提高天平刚度同时提高输出灵敏度,并应用动态补偿技术,缩短天平响应时间,降低试验不确定度。新天平静态校准表明,法向力校准结果优于3‰,俯仰力矩校准结果优于1‰,各分量输出提高约40倍;针对试验模型进行动态校准,设计动态补偿滤波器,加速试验输出信号收敛,提高数据品质。动态补偿后的测试系统响应时间可缩短至3 ms,可以满足有效试验时间为10 ms量级的脉冲风洞气动数据测量需求。 展开更多
关键词 半导体应变计 动态补偿 脉冲风洞
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基于吸收/发射光谱的火星进入地面模拟流场特性研究
11
作者 曾徽 文鹏 +2 位作者 杨国铭 朱兴营 欧东斌 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期15-22,共8页
火星进入器与地球返回器面临的热环境有很大不同。利用电弧风洞模拟火星进入器气动加热环境,进行防热系统设计是火星进入器研制的关键环节。利用发射光谱和激光吸收光谱诊断技术,开展了模拟火星大气进入地面试验流场下CO_(2)介质的辐射... 火星进入器与地球返回器面临的热环境有很大不同。利用电弧风洞模拟火星进入器气动加热环境,进行防热系统设计是火星进入器研制的关键环节。利用发射光谱和激光吸收光谱诊断技术,开展了模拟火星大气进入地面试验流场下CO_(2)介质的辐射特性和流场参数的在线测量研究,获得了CO_(2)等离子体电子激发温度、喷管出口自由流静温和关键组分CO摩尔浓度的实时测量结果。发射光谱和激光吸收光谱测量结果表明,电弧加热器具有非常好的长时间稳定运行能力和气流参数重复模拟能力。本文发展的光谱诊断技术可为火星进入器气动热环境流场特性等方面的研究提供有效测量手段。 展开更多
关键词 火星进入地面模拟 电弧加热器 发射光谱 中红外吸收光谱 气流温度 组分浓度
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基于高频感应风洞的壁面催化效应试验及数值研究
12
作者 周凯 李小鹏 +2 位作者 涂建强 朱兴营 高贺 《推进技术》 北大核心 2025年第4期288-296,共9页
针对高超声速飞行器壁面催化效应对气动加热的显著影响及不同材料的表面催化特性,通过高频感应风洞驻点气动热测量试验,结合数值模拟辅助诊断手段,开展地面风洞高焓非平衡来流条件下壁面催化效应规律及多种材料催化特性测试研究。数值... 针对高超声速飞行器壁面催化效应对气动加热的显著影响及不同材料的表面催化特性,通过高频感应风洞驻点气动热测量试验,结合数值模拟辅助诊断手段,开展地面风洞高焓非平衡来流条件下壁面催化效应规律及多种材料催化特性测试研究。数值结果表明,壁面催化效应随来流总温提高而增强,随来流总压提高而减弱,随喷管马赫数增加而增强。同时,通过多种金属、非金属材料镀膜方式来实现测试模型表面不同的催化特性,在相同的高焓非平衡来流条件下测量模型驻点热流,实验结果表明,金属膜热流明显高于非金属膜,Ag膜相对SiO_(2)膜热流最大高出101%。此外,Au膜表现出催化性随来流总焓提高而增大的趋势,分析是其对N原子的催化能力强于O原子所致。 展开更多
关键词 高超声速 非平衡流动 气动加热 高频感应风洞 壁面催化效应
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临近空间细长旋成体绕流场分层特性研究
13
作者 石伟龙 甘才俊 +4 位作者 张隽研 李晓辉 王利 程晓丽 何仕培 《力学学报》 北大核心 2025年第4期929-936,共8页
针对细长旋成体在临近空间中绕流场结构是否存在非对称性、非定常性这一富有争议的问题,采用粒子示踪技术(平面和体式)和高精度数值模拟技术,结合量级分析方法对高超声速细长旋成体绕流场进行了研究.试验获得了细长旋成体流向和多个展... 针对细长旋成体在临近空间中绕流场结构是否存在非对称性、非定常性这一富有争议的问题,采用粒子示踪技术(平面和体式)和高精度数值模拟技术,结合量级分析方法对高超声速细长旋成体绕流场进行了研究.试验获得了细长旋成体流向和多个展向截面的流场结构粒子图像,从这些图像中发现高超声速细长旋成体绕流空间场存在3层结构,除了与高超声速平板壁面绕流场或亚跨声速旋成体一样存在的自由流与边界层外,还在两者之间新发现一层粒子严重堆积的特殊“界面层”.通过数值模拟和量级分析发现,该界面层中法向速度不再为0,并存在压力峰值和很大的压力法向梯度,这是前缘激波与膨胀波的存在以及大曲率型面共同作用的结果.试验结果还表明:界面层是绕流场结构出现非对称性和非定常性的主要区域;界面层的厚度随着攻角增大而增大,大攻角和雷诺数提高时界面层发生扭曲变形,进而导致了绕流场的非对称和非定常特性.这些发现可以为临近空间高速导弹气动性能分析与控制奠定理论基础. 展开更多
关键词 细长旋成体 临近空间 高超声速 界面层 非对称流动
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基于空心电极的三相交流电弧等离子体炬建模与实验研究
14
作者 宋竟绮 郝瑞祥 +2 位作者 袁帆 周法 陈海群 《电工技术学报》 北大核心 2025年第13期4125-4137,4179,共14页
为满足热防护测试中对测试设备的成本低、功率范围宽、持续运行时间长等要求,该文研发了一种双进气道空心电极结构的三相交流电弧等离子体炬,建立三维湍流磁流体动力学多物理场耦合仿真模型,得到了整个炬内电弧等离子体的流动状态和电-... 为满足热防护测试中对测试设备的成本低、功率范围宽、持续运行时间长等要求,该文研发了一种双进气道空心电极结构的三相交流电弧等离子体炬,建立三维湍流磁流体动力学多物理场耦合仿真模型,得到了整个炬内电弧等离子体的流动状态和电-热特性,并揭示了进气量、工作电流、进气量分配比和工作频率对等离子体炬内多物理场分布和电弧特性的影响规律。研究表明,在进气量从30 g/s增大到60 g/s的过程中,壁面流动气体的冷却效应显著强于弧柱加热效应,使炬内温度呈下降趋势;电弧电压随着工作电流的减小、总进气量的增加和进气量分配比的增加而增大;电弧工作频率在1 kHz时比工频具有更稳定的运动趋势,弧根旋转速度更快,与电极接触面积变小,有助于提高电极寿命。仿真与实验结果对比误差均在8%以内,验证了所建模型的准确性。 展开更多
关键词 空心电极 交流等离子体炬 三维电弧建模 电弧高频特性
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唇缘钝化对超声速二元进气道的性能影响研究
15
作者 张晨凯 温玉芬 王帅 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第4期81-89,97,共10页
针对一种超声速混压式二元进气道,采用数值仿真方法对不同唇缘钝度的进气道特性开展研究,获取了唇缘钝化半径对进气道加速自起动能力、设计点及非设计点下气动性能的影响特性。结果表明:随着唇缘钝化半径增大,进气道的自起动能力及流量... 针对一种超声速混压式二元进气道,采用数值仿真方法对不同唇缘钝度的进气道特性开展研究,获取了唇缘钝化半径对进气道加速自起动能力、设计点及非设计点下气动性能的影响特性。结果表明:随着唇缘钝化半径增大,进气道的自起动能力及流量捕获能力变差,最大抗反压能力、临界总压恢复系数下降,阻力系数明显增大;设计马赫数下,进气道的流量系数下降5%,抗反压能力和出口临界总压恢复系数下降高达8.5%以上。随着来流马赫数和攻角的变化,进气道头部斜激波系与唇口弓形激波相互作用形成了复杂的波系结构,高马赫数状态下,随着钝化半径的增大,进气道唇罩内侧流动分离减小;而随着攻角的增大,前缘钝化导致的弓形脱体激波对进气道性能的影响有所减弱。 展开更多
关键词 超声速二元进气道 钝化前缘 总压恢复系数 自起动 阻力系数
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微型飞行器低雷诺数空气动力学 被引量:34
16
作者 李锋 白鹏 +1 位作者 石文 李建华 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2007年第2期257-268,共12页
微型飞行器(MAVs)设计绝不是常规飞行器在尺度上的简单缩小,面临许多技术难题.其中微型飞行器低雷诺数空气动力学是其最为根本的技术瓶颈之一,也是当前受到广泛关注的热点之一.本文紧密结合微型飞行器技术,对这一领域中所面临的低雷... 微型飞行器(MAVs)设计绝不是常规飞行器在尺度上的简单缩小,面临许多技术难题.其中微型飞行器低雷诺数空气动力学是其最为根本的技术瓶颈之一,也是当前受到广泛关注的热点之一.本文紧密结合微型飞行器技术,对这一领域中所面临的低雷诺数空气动力学问题和近两年来该方向国内一些新的进展进行了较为详细的介绍.按照MAVs飞行方式和结构特性进行分类,简单介绍微型飞行器研究中的低Re数空气动力学问题.首先介绍了二维和三维固定翼低雷诺数空气动力学问题:包括层流分离泡,翼型升力系数小攻角非线性效应,静态迟滞效应,以及低Re数小展弦比机翼气动特性.第2,介绍了拍动翼低雷诺数空气动力学方面的研究工作.包括前人提出的昆虫低Re数下获得高升力的多种非定常拍动翼飞行机制:Wagner效应、Weis-Fogh效应(clap-and-fling)、延迟失速效应(delayed stall)、Kramer效应(rotational forces)、尾迹捕获效应(wake capture)、附加质量效应(added mass)等.以及国内学者近几年在拍动翼方面取得的一些研究成果.第3,介绍了柔性翼低雷诺数气动问题.研究表明柔性翼对于固定翼微型飞行器提高抗阵风能力,拍动翼微型飞行器产生足够的升力和推力.最后简单介绍了可变形翼(morphing wing)微型飞行器方面的一些研究工作,指出微型飞行器技术可以通过采用可变形翼设计,突破众多的技术瓶颈.另一方面,可变形翼概念可以通过在低成本,低速的MAVs上进行飞行试验,获得非常好的验证平台. 展开更多
关键词 低雷诺数 微型飞行器 空气动力学 变形飞行器
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低成本飞行试验平台的FADS技术研究 被引量:8
17
作者 陈广强 王贵东 +3 位作者 陈冰雁 周伟江 纪楚群 罗小云 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第10期1195-1202,共8页
在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验... 在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。 展开更多
关键词 飞行试验 火箭弹 嵌入式大气数据传感系统 神经网络 计算流体力学
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机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术 被引量:8
18
作者 赵俊波 梁彬 +2 位作者 付增良 张石玉 高清 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期53-58,共6页
基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起(如边条,小配平翼)的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程... 基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起(如边条,小配平翼)的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。 展开更多
关键词 机动式再入弹头 烧蚀 小滚转气动力 风洞试验 动力学仿真
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相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用 被引量:11
19
作者 周家检 郝璇 +1 位作者 张卫民 陈大斌 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期91-97,共7页
麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪... 麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示:利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。 展开更多
关键词 相阵列 机体气动噪声 起落架 增升装置 风洞试验
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舵面天平技术及其在高超声速风洞的应用研究 被引量:11
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作者 熊琳 刘展 陈河梧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期54-57,共4页
介绍纵轴分离式和轮毂式铰链力矩天平的设计技术,及其近年来在Φ0.5m高超声速风洞铰链力矩试验中的应用情况。根据尾翼/弹身组合体全动操纵舵布局特点,通过采用天平不同的连接形式(纵轴分离式天平、轮毂式天平竖置和轮毂式天平斜置),... 介绍纵轴分离式和轮毂式铰链力矩天平的设计技术,及其近年来在Φ0.5m高超声速风洞铰链力矩试验中的应用情况。根据尾翼/弹身组合体全动操纵舵布局特点,通过采用天平不同的连接形式(纵轴分离式天平、轮毂式天平竖置和轮毂式天平斜置),分别测量了3种舵面外形的气动特性,给出M=5-8之间舵面的法向力系数、铰链力矩系数和弦向压力中心随迎角的变化特性,定量描述了大迎角大舵偏角条件下,舵面气动特性的非线性效应,以及由此引起控制力增量的变化趋势。 展开更多
关键词 铰链力矩 应变天平 控制舵 高超声速 风洞试验
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