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计算空气动力学飞机红外辐射强度估算方法 被引量:3
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作者 朱兵 裴扬 宋笔锋 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2011年第8期180-183,共4页
结合CFD技术和红外辐射理论发展了一种飞机红外辐射强度估算方法。首先通过欧拉方程数值模拟来获得飞机表面温度场分布,然后应用结合粘性附面层理论进行壁面温度计算分析。在获得了飞机表面温度分布数据之后,采用灰体辐射理论估算全机... 结合CFD技术和红外辐射理论发展了一种飞机红外辐射强度估算方法。首先通过欧拉方程数值模拟来获得飞机表面温度场分布,然后应用结合粘性附面层理论进行壁面温度计算分析。在获得了飞机表面温度分布数据之后,采用灰体辐射理论估算全机红外辐射强度。进行某喷气式飞机红外辐射强度估算研究,分析有/无尾焰情况的飞机红外辐射强度计算结果,初步验证了所提出方法的可行性。所提出的红外辐射估算理论对于飞机红外隐身与高生存力设计具有一定的参考价值。 展开更多
关键词 空气动力学 红外辐射 隐身 生存力 温度场
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单柔体与多柔体动力学的高斯最小拘束原理 被引量:8
2
作者 郝名望 叶正寅 《广西大学学报(自然科学版)》 CAS CSCD 北大核心 2011年第2期195-204,共10页
多柔体动力学对空间探索和宇航事业的发展起到了重要作用。单柔体动力学是多柔体动力学的基础,利用变积法推得单柔体动力学的高斯最小拘束原理,通过对单柔体动力学的高斯最小量求驻值得到微分形式的控制方程。接着在上述工作的基础上分... 多柔体动力学对空间探索和宇航事业的发展起到了重要作用。单柔体动力学是多柔体动力学的基础,利用变积法推得单柔体动力学的高斯最小拘束原理,通过对单柔体动力学的高斯最小量求驻值得到微分形式的控制方程。接着在上述工作的基础上分别采用两种运动学描述方法———向量链法和向量对法建立链式多柔体系统的高斯最小拘束原理。 展开更多
关键词 多柔体 单柔体 航天动力学 高斯最小拘束原理
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单柔体动力学拟哈密顿原理的推导 被引量:3
3
作者 郝名望 叶正寅 《广西大学学报(自然科学版)》 CAS CSCD 北大核心 2010年第6期954-961,共8页
多柔体动力学对空间探索和宇航事业的发展起着非常重要的作用,而单柔体动力学又是多柔体动力学的基础,目前,人们对航天器动力学的研究,所作的工作在数值算法上较多,真正在解析上和理论上做的工作较少。从现有的文献可以看出,不少学者采... 多柔体动力学对空间探索和宇航事业的发展起着非常重要的作用,而单柔体动力学又是多柔体动力学的基础,目前,人们对航天器动力学的研究,所作的工作在数值算法上较多,真正在解析上和理论上做的工作较少。从现有的文献可以看出,不少学者采用变分原理建立柔体动力学控制方程,尤其是哈密顿原理,并且大多数都是直接综合一般力学的哈密顿原理和弹性力学的势能原理建立柔体动力学的控制方程。本文从单柔体动力学的基本方程(该方程可以由微元法得到)出发,利用变积方法推导出其拟哈密顿原理,再通过对所得的泛函求驻值条件得到单柔体动力学的控制方程,并对其作分析和讨论。 展开更多
关键词 变分原理 拟哈密顿原理 单柔体 多柔体
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一种基于CFD的叶轮机非定常气动力组合建模方法 被引量:12
4
作者 张伟伟 苏丹 +2 位作者 张陈安 叶正寅 刘锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期37-42,共6页
为了获得一个准确高效的非定常空气动力学模型并将其应用于叶轮机叶片颤振特性分析中去,论文发展了一种基于CFD方法的叶轮机非定常气动力组合建模方法,可以快速计算叶轮机叶片在等相角差振动时的气动阻尼系数。运用小扰动流场的叠加原理... 为了获得一个准确高效的非定常空气动力学模型并将其应用于叶轮机叶片颤振特性分析中去,论文发展了一种基于CFD方法的叶轮机非定常气动力组合建模方法,可以快速计算叶轮机叶片在等相角差振动时的气动阻尼系数。运用小扰动流场的叠加原理,通过不同通道数模型的非定常流场求解(通常需要两次或三次),针对流场的周期性边界条件,组合分析得到一系列更多通道数情况下的非定常气动力低阶模型。基于这种降阶模型计算的气动阻尼系数与直接的CFD方法计算结果吻合很好,计算效率提高10倍以上。 展开更多
关键词 颤振 降阶模型 计算流体力学 叶轮机
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边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力风洞实验研究 被引量:8
5
作者 李劲杰 杨青 +3 位作者 杨永年 牟让科 齐丕骞 张积亭 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期29-32,38,共5页
对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围:10°-40°,风速:50m/s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力,并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾... 对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围:10°-40°,风速:50m/s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力,并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。实验同时测量了垂尾根部应变、翼尖前缘及后缘的加速度响应。实验结果表明,通过不同测量方法得出的垂尾抖振响应规律一致,得到的垂尾抖振起始迎角相同,这表明垂尾的抖振响应是由边条涡破裂流作用在垂尾表面的脉动载荷引起的;随迎角增大,边条涡破裂流的能量不断增加,且越来越集中于低频范围,但当迎角过大时,边条涡的破裂点远离垂尾,破裂涡的能量耗散很大,从而作用在垂尾表面的脉动载荷减弱。 展开更多
关键词 双垂尾 抖振 边条涡 起始迎角 根部弯矩
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无叶扩压器对离心压缩机流场及性能影响的数值研究 被引量:13
6
作者 高丽敏 刘波 王欢 《中国机械工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第17期2098-2102,共5页
采用自编的CFD程序数值研究了无叶扩压器对离心压缩机流场及气动性能的影响。采用当地时间步长、多重网格以及隐式参差光顺等技术来加速收敛,以质量流量来代替出口静压的出口边界条件,使出口静压在计算过程中与给定的流量工况自动匹配,... 采用自编的CFD程序数值研究了无叶扩压器对离心压缩机流场及气动性能的影响。采用当地时间步长、多重网格以及隐式参差光顺等技术来加速收敛,以质量流量来代替出口静压的出口边界条件,使出口静压在计算过程中与给定的流量工况自动匹配,大大节省了计算时间。对Krain叶轮后带等面积与直壁两种形式的无叶扩压器离心压缩机内部流场进行了计算与分析,结果表明:直壁型无叶扩压器离心压缩机的效率低于等面积无叶扩压器离心压缩机的效率;直壁型无叶扩压器使得叶轮出口的流动出现分离;扩压器的形式对离心叶轮的整体气动性能影响并不大;在进行离心叶轮数值研究时,叶轮后的延伸区最好采用等面积无叶扩压器,以尽量减小无叶扩压器所引起的计算误差。 展开更多
关键词 离心叶轮 无叶扩压器 数值模拟 出口边界条件
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双极性等离子体激励器圆柱绕流控制实验研究 被引量:9
7
作者 李文丰 蔡晋生 +1 位作者 郝江南 刘秋洪 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期17-22,共6页
在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离。实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×104,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场。实... 在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离。实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×104,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场。实验结果表明,采用定常和非定常激励均能抑制圆柱尾迹区,等离子体激励强度是影响激励器对圆柱绕流控制能力的重要因素;非定常脉冲激励耗电少,对流动控制能力强,效率明显高于定常激励,脉冲激励频率影响等离子体激励器对流动的控制能力。在实验风速为10m/s时,脉冲激励频率与圆柱涡脱落频率一致,流动控制效果较好。 展开更多
关键词 等离子体 圆柱 流动控制 风洞实验 尾流场测量
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压力敏感涂料测量系统及涂料校准实验 被引量:5
8
作者 刘波 周强 +2 位作者 郑立新 陈柳生 赵旭民 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2007年第6期72-75,共4页
压力敏感涂料测量技术以其测压范围广、对流动干扰小等优点应用广泛。以叶轮机械内部流场测量为目的,以国产涂料为对象,在国内首次自主构建了压力敏感涂料测量系统,并对涂料进行了校准实验尝试,检验了测量系统的性能,基本摸清了涂料压... 压力敏感涂料测量技术以其测压范围广、对流动干扰小等优点应用广泛。以叶轮机械内部流场测量为目的,以国产涂料为对象,在国内首次自主构建了压力敏感涂料测量系统,并对涂料进行了校准实验尝试,检验了测量系统的性能,基本摸清了涂料压敏特性和使用寿命,为进一步开展研究奠定了基础。 展开更多
关键词 压力敏感涂料 校准实验 测量系统 叶轮机械
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基于CFD的气动力建模及其在气动弹性中的应用 被引量:21
9
作者 张伟伟 叶正寅 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2008年第1期77-86,共10页
CFD技术为带有气动力非线性的气动弹性分析提供了一种研究途径,但是基于CFD的气动弹性直接数值模拟方法的计算量很大,不便开展定性分析和参数设计.基于CFD的非定常气动力模型的降阶技术为缓解计算效率与计算精度之间的矛盾以及系统的复... CFD技术为带有气动力非线性的气动弹性分析提供了一种研究途径,但是基于CFD的气动弹性直接数值模拟方法的计算量很大,不便开展定性分析和参数设计.基于CFD的非定常气动力模型的降阶技术为缓解计算效率与计算精度之间的矛盾以及系统的复杂性与易分析、易设计性之间的矛盾提供了行之有效的技术途径.综述了近年来发展的两类基于CFD技术的非定常气动力降阶技术和一种非线性气动力的谐波平衡方法,以及这些方法在非线性气动弹性研究中的运用.对比了各种方法的优越性并作了进一步的展望. 展开更多
关键词 非定常气动力模型 非线性气功弹性 CFD ROM
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基于嵌套网格技术的风力机叶片绕流数值模拟 被引量:10
10
作者 许建华 宋文萍 韩忠华 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期91-95,共5页
采用雷诺平均Navier-Stoker(以下简称N-S)方程及嵌套网格技术发展了一种新的风力机叶片绕流数值模拟计算方法。空间离散采用中心有限体积法,时间推进采用改进的隐式LU-SGS格式。为了便于实施旋转对称性边界条件以及更好地捕捉尾涡,该文... 采用雷诺平均Navier-Stoker(以下简称N-S)方程及嵌套网格技术发展了一种新的风力机叶片绕流数值模拟计算方法。空间离散采用中心有限体积法,时间推进采用改进的隐式LU-SGS格式。为了便于实施旋转对称性边界条件以及更好地捕捉尾涡,该文采用了嵌套网格技术。应用该方法对美国国家可再生能源实验室设计的CER实验风力机叶片进行了数值模拟,较精确地捕捉了尾涡。压力分布计算结果与实验值和参考文献值吻合较好,验证了计算方法的正确性。 展开更多
关键词 风力机 N—S方程 嵌套网格
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基于气动力降阶模型的跨音速气动弹性稳定性分析 被引量:13
11
作者 张伟伟 叶正寅 《计算力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期768-772,共5页
基于离散型输入输出差分模型,运用非定常CFD方法训练信号,然后运用最小二乘方法进行参数辨识,得到降阶的非定常气动力模型,再将该离散差分模型转换为连续时间域内的状态方程。耦合气动状态方程和结构状态方程.得到耦合系统的气动... 基于离散型输入输出差分模型,运用非定常CFD方法训练信号,然后运用最小二乘方法进行参数辨识,得到降阶的非定常气动力模型,再将该离散差分模型转换为连续时间域内的状态方程。耦合气动状态方程和结构状态方程.得到耦合系统的气动弹性状态方程。求解不同动压下状态矩阵的特征值,根据根轨迹图分析系统的稳定性特性。分析结果与直接耦合CFD/CSD方法结果相吻合,可以计算跨音速非线性气动弹性问题。其计算效率比直接耦合CFD/CSD方法提高1~2个数量级。针对Isogaiwing在跨音速出现的S型颤振边界进行了较为细致的分析,阐述了该现象是由于系统诱发颤振的分支随着速度(来流动压)的提高而发生转移所导致的。 展开更多
关键词 辨识 跨音速 气动弹性 颤振 降阶模型
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边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究 被引量:3
12
作者 李劲杰 杨青 +2 位作者 杨永年 牟让科 齐丕骞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2006年第4期397-402,共6页
对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场... 对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。 展开更多
关键词 边条涡 双垂尾抖振 翼根弯矩 翼尖加速度 抖振起始迎角
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翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析 被引量:4
13
作者 解亚军 叶正寅 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期25-28,共4页
通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究... 通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明:在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前。就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。 展开更多
关键词 俯仰振动机构 沉浮振动机构 N-S方程 升力特性 失速迎角 风洞实验
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边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究 被引量:1
14
作者 杨青 李劲杰 +3 位作者 杨永年 牟让科 张积亭 齐丕骞 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期281-285,共5页
对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂... 对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。 展开更多
关键词 双垂尾抖振 边条翼布局 根部弯矩 翼尖加速度
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基于模糊逻辑方法的涵道风扇飞行器非定常气动力建模及应用 被引量:2
15
作者 杨磊 叶正寅 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期849-856,共8页
为研究涵道风扇飞行器过渡阶段飞行特性,使用CFD方法,通过叶素理论和滑移网格技术,求解涵道风扇飞行器定常状态气动力及俯仰非定常状态气动力,并计算了升降舵偏角对气动力的影响。将CFD计算数据作为训练样本,使用模糊逻辑方法建立了涵... 为研究涵道风扇飞行器过渡阶段飞行特性,使用CFD方法,通过叶素理论和滑移网格技术,求解涵道风扇飞行器定常状态气动力及俯仰非定常状态气动力,并计算了升降舵偏角对气动力的影响。将CFD计算数据作为训练样本,使用模糊逻辑方法建立了涵道风扇飞行器纵向非定常气动力模型,该模型考虑了涵道风扇飞行器俯仰运动时的非定常效应及气动力与发动机转速的耦合效应,对涵道风扇飞行器非定常气动力具有较高精度的描述。使用该模型求解涵道风扇飞行器六自由度方程,进行时域仿真,仿真结果表明涵道风扇飞行器高度和速度的指令跟踪性能良好,低速飞行性能良好,过渡阶段姿态稳定。 展开更多
关键词 涵道风扇飞行器 非定常气动力模型 模糊逻辑模型 时域仿真
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不可压粘性流体力学初值问题的拟变分原理及其广义变分原理 被引量:2
16
作者 郝名望 梁立孚 叶正寅 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第3期317-324,共8页
利用Laplace变换将不可压粘性流体动力学的方程与边界条件变换到象空间上,同时也就把初值条件引入到象空间的方程内。然后在象空间利用变积方法建立不可压粘性流体动力学的拟变分原理和广义拟变分原理,再将它们拉氏反演到原空间内,即得... 利用Laplace变换将不可压粘性流体动力学的方程与边界条件变换到象空间上,同时也就把初值条件引入到象空间的方程内。然后在象空间利用变积方法建立不可压粘性流体动力学的拟变分原理和广义拟变分原理,再将它们拉氏反演到原空间内,即得时间域内的不可压粘性流体动力学的变分原理及其广义变分原理。最后用一个具体的例子对原理的应用进行了说明。 展开更多
关键词 拟变分原理 粘性流体 变积运算 初值问题 LAPLACE变换
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考虑攻角、落后角的反方法叶型设计优化技术 被引量:1
17
作者 南向谊 刘波 王掩刚 《机械设计与制造》 北大核心 2005年第10期27-29,共3页
使用势流函数法进行反方法叶型设计,采用了一种非线性优化速度分布的方法分别针对吸、压力面的初始速度分布采用不同的优化手段,可以有效的调节口十型的厚度。并且在设计中可以自由给定攻角、落后角,通过速度分布的优化得到符合工程应... 使用势流函数法进行反方法叶型设计,采用了一种非线性优化速度分布的方法分别针对吸、压力面的初始速度分布采用不同的优化手段,可以有效的调节口十型的厚度。并且在设计中可以自由给定攻角、落后角,通过速度分布的优化得到符合工程应用要求的叶型。并依据探索出的速度分布优化准则,设计出了某型压气机第一级静子尖、中、根三个典型截面的叶型。 展开更多
关键词 势流函数 叶型 反方法 优化
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不可压粘性流体力学的边值问题的拟变分原理及其广义拟变分原理 被引量:1
18
作者 郝名望 梁立孚 叶正寅 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第3期297-301,共5页
通过将不可压粘性流体力学的控制方程乘上相应的虚量,然后积分,并代数相加,进而建立了不可压粘性流体力学边值问题的一组拟变分原理和广义拟变分原理(这种建立变分原理的方法称为变积方法),最后通过经典的Hagen-Poiseuille流动为例来说... 通过将不可压粘性流体力学的控制方程乘上相应的虚量,然后积分,并代数相加,进而建立了不可压粘性流体力学边值问题的一组拟变分原理和广义拟变分原理(这种建立变分原理的方法称为变积方法),最后通过经典的Hagen-Poiseuille流动为例来说明拟变分原理的应用。 展开更多
关键词 粘性流体 拟变分原理 边值问题 变积运算
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T型尾翼风洞颤振实验保护装置绕流特性分析
19
作者 史爱明 戎亚楠 杨永年 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第4期57-61,77,共6页
采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes(N-S)方程,对T型尾翼风洞实验流场进行了模拟,分析了保护装置对T型尾翼风洞实验流场的影响,研究了保护装置几何外形和保护装置基座后移距离对流场影响。通过对平尾气动力的分析以及... 采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes(N-S)方程,对T型尾翼风洞实验流场进行了模拟,分析了保护装置对T型尾翼风洞实验流场的影响,研究了保护装置几何外形和保护装置基座后移距离对流场影响。通过对平尾气动力的分析以及对非定常流场的对比,可以得出:采用NACA系列翼型对基座进行气动整流后,基座两侧局部超声速区显著减小,局部激波减弱甚至消失,流场品质得到改善。且采用NACA0010翼型对基座修形后的结果最理想。随着保护装置基座后移距离的增加,平尾气动力均方根值和波动值先是急剧减小,达到0.85倍平均气动弦长后开始有所增大,在2.45~4.05倍平均气动弦长范围基本不再变化,稳定到单独T型尾翼模型相应系数1倍左右。此结论对T型尾翼风洞颤振实验保护装置设计具有一定的指导意义。 展开更多
关键词 T型尾翼 SST模型 NAVIER-STOKES方程 颤振实验保护装置
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一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究
20
作者 张庆 华如豪 叶正寅 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第1期37-42,共6页
现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法,利用机头处的静态或振动式硬质鼓包,使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转,从而改变前缘涡的轨迹,延缓涡... 现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法,利用机头处的静态或振动式硬质鼓包,使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转,从而改变前缘涡的轨迹,延缓涡的破裂,减弱前缘涡破裂尾迹在垂尾周围流场处的脉动强度,以达到抑制垂尾抖振的目的。在西北工业大学低湍流度风洞实验室进行了风洞实验,实验所用模型为一个铝制的全机模型,该模型由一个70°大后掠的三角翼,以及两个31°后掠的垂尾组成。风洞内实验段的风速为10m/s以及20m/s,迎角范围为20°~50°。实验目的是测量机头处的静态或振动式球形鼓包对垂尾抖振的抑制效果。在尾翼根部两侧粘贴有半桥连接的应变片,用以测量尾翼根部的应变,以此应变作为尾翼抖振强度的衡量标准。实验结果表明,不论是静态的还是振动式的鼓包都不同程度地减缓垂尾的抖振响应,振动式鼓包对垂尾的抖振抑制效果与鼓包的振动频率有关。某一侧的鼓包仅对该侧的垂尾抖振有抑制效果,它不影响另一侧垂尾的抖振响应。频谱分析的结果表明,鼓包在抑制垂尾抖振的同时并没有改变垂尾振动的主频。 展开更多
关键词 机头鼓包 大后掠三角翼 前缘涡 自诱导理论 抖振抑制
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