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喷管内的氮气工质跨声速膨胀低温凝结特征研究
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作者 王潇毅 王元靖 +4 位作者 李宇辰 刘沣霄 刘大伟 赵红利 牛璐 《工程热物理学报》 北大核心 2026年第2期539-550,共12页
针对现代航空飞行器模拟雷诺数提升带来的低温自发凝结流动问题,本文在一座小型地面低温跨声速试验设备上开展了拉伐尔喷管内的自发凝结流动试验和仿真研究工作,以期为该领域准确预测方法的建立提供可信的试验数据。在试验研究方面,采... 针对现代航空飞行器模拟雷诺数提升带来的低温自发凝结流动问题,本文在一座小型地面低温跨声速试验设备上开展了拉伐尔喷管内的自发凝结流动试验和仿真研究工作,以期为该领域准确预测方法的建立提供可信的试验数据。在试验研究方面,采用喷管上壁面压力分布测量的方式,开展了97.5∼105 K总温范围内的跨声速流动试验,以试验工况中的无凝结流动压力分布为参考,成功辨识出了凝结流动的“压力突跃”特征。仿真对比分析方面,分别使用了经典成核(CNT)和基于非等温修正的成核模型(CNT-K)开展研究,仿真结果表明,当CNT-K模型的成核因子f=0.22时,各凝结流动工况仿真结果取得了与试验结果吻合较好的预测结果。 展开更多
关键词 低温氮气 跨声速流动 非平衡自发凝结 喷管试验 仿真预测
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超音速气流中层合截锥壳气动弹性特性分析
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作者 石先杰 黄舟 冯佳 《振动工程学报》 北大核心 2026年第2期464-470,共7页
针对飞行器结构在高速气流中面临复杂气动载荷这一工程问题,研究了超音速气流中层合截锥壳气动弹性行为。根据一阶剪切变形理论推导建立了层合截锥壳的动能和应变能方程,并采用带有曲率修正项的线性活塞理论计算确定了气动载荷。基于谱... 针对飞行器结构在高速气流中面临复杂气动载荷这一工程问题,研究了超音速气流中层合截锥壳气动弹性行为。根据一阶剪切变形理论推导建立了层合截锥壳的动能和应变能方程,并采用带有曲率修正项的线性活塞理论计算确定了气动载荷。基于谱几何法构造位移容许函数,利用Rayleigh-Ritz方法求解能量泛函以获得超音速气流中层合截锥壳气动弹性分析模型。通过与现有文献结果对比,验证了文中模型的正确性。在此基础上,分析了材料参数对层合截锥壳气动弹性稳定性的影响,为超音速飞行器的气动弹性设计提供依据和指导。 展开更多
关键词 超音速气流 层合截锥壳 线性活塞理论 谱几何法
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可压缩槽道湍流中平均剖面预测的新框架
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作者 朱栩柯 姬永超 +3 位作者 衷洪杰 宋余滨 杨潇朔 夏振华 《气体物理》 2026年第1期25-39,共15页
可压缩壁湍流中平均流动剖面的准确预测对工程应用至关重要。然而,高保真数值模拟成本高昂,而传统的Reynolds平均Navier-Stokes(RANS)方法精度往往受限。提出了一种基于逆速度变换的全新模块化迭代框架,旨在准确且高效地预测可压缩槽道... 可压缩壁湍流中平均流动剖面的准确预测对工程应用至关重要。然而,高保真数值模拟成本高昂,而传统的Reynolds平均Navier-Stokes(RANS)方法精度往往受限。提出了一种基于逆速度变换的全新模块化迭代框架,旨在准确且高效地预测可压缩槽道湍流(compressible turbulent channel flows,CTCFs)中的平均剖面。该框架的核心创新在于采用最近提出的平均温度-速度(TV)积分关系代替传统的基于Reynolds比拟的代数关系,从而消除了对槽道中心线平均温度经验公式的强烈依赖。这一改进不仅规避了以往方法重复施加对称性约束导致的不适定问题,还显著地提升了框架的通用性和稳健性。系统性的数值验证表明,所提出的方法在广泛的Mach数和Reynolds数范围内均表现优异。与作为基准的直接数值模拟数据相比,其预测的平均速度和温度剖面的局部相对误差的绝对值在绝大多数情况下分别低于3%和2%以内。同时,该方法能够可靠地预测壁面摩阻和壁面热流,它们在中等和高Reynolds数条件下的相对误差绝对值分别低于2%和1%。与现有方法相比,所提出的框架在保持高预测精度的同时,显著降低了迭代过程对先验经验知识的依赖,从而为可压缩壁湍流的快速预测和工程导向的建模提供了有力工具。 展开更多
关键词 可压缩槽道湍流 平均流动剖面预测 速度变换 温度-速度关系
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高超声速两楔分离非定常流动的数值研究
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作者 胡金铭 罗甜甜 +3 位作者 王粤 汪运鹏 丁举春 罗喜胜 《力学学报》 北大核心 2026年第2期344-358,共15页
高超声速多体飞行器因低成本、高效率等优势常作为可重复使用天地往返运输系统方案之一,其中高超声速尾退弹射分离是多体飞行器分离方案的重要研究方向.在高超声速条件下,多体分离过程往往伴随复杂的波系干扰,直接影响分离安全性与姿态... 高超声速多体飞行器因低成本、高效率等优势常作为可重复使用天地往返运输系统方案之一,其中高超声速尾退弹射分离是多体飞行器分离方案的重要研究方向.在高超声速条件下,多体分离过程往往伴随复杂的波系干扰,直接影响分离安全性与姿态稳定性.本文将高超声速尾退弹射分离过程简化建模为串联两楔无黏分离绕流,采用数值模拟方法研究了Ma=7来流条件下两楔的动态分离过程.分离体运动基于重叠动网格技术,由流体控制方程与3自由度刚体动力学方程组的耦合求解确定.重点分析了不同质量与初始横向分离速度条件下分离体的运动行为和气动特性,厘清了分离过程中非定常波系结构演化,并探讨了流场非定常波系结构与分离体气动特性及运动行为的相互影响.研究发现,分离体相对母体的运动呈现4种典型模式:逃逸、折返、激波冲浪及反向.除反向情况外,随着质量(或初始分离速度)的减小,分离体轨迹逐渐趋近母体头部激波.在穿越母体附体激波过程中,分离体周围流场依次出现激波-膨胀波干扰与激波-激波干扰,尤其是其下壁面附近的强波系干扰导致气动力急剧升高.成功分离后,分离体迎风侧激波形态在附体激波与弓形激波之间交替转换,导致气动力产生周期性振荡,具体表现为阻力与升力系数分别呈现类余弦与类正弦函数的周期性变化规律. 展开更多
关键词 高超声速 多体分离 非定常流动 波系干扰 气动特性
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可压缩流动问题笛卡尔网格模拟方法研究进展与展望 被引量:2
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作者 赵宁 刘剑明 +1 位作者 田琳琳 王镇明 《力学学报》 北大核心 2025年第2期285-314,共30页
计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡... 计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡尔网格具备生成简单、内存要求低、计算效率高及自动性强等特点,使其能够极大减少网格生成过程中的人工成本,因而成为CFD社区的研究热点之一.对此,以笛卡尔网格可压缩流模拟为主线,结合课题组多年的研究成果对其中涉及的关键技术和国内外发展现状展开综述.首先简要概述了笛卡尔网格自适应方法及其数据结构,随后系统阐述了切割单元、浸入边界、重叠笛卡尔网格和混合笛卡尔网格等方法的发展现状及存在的问题,最后从自适应加密策略、动态并行技术、高保真计算方法、先进物理模型及实际工程应用等多个维度深入探讨了笛卡尔网格方法涉及的关键技术与未来发展趋势.通过全面回顾和深入分析笛卡尔网格方法的研究现状和发展动态,试图为读者提供一个清晰及全面的认识,并为相关领域的研究提供有益的参考和启示. 展开更多
关键词 笛卡尔网格 可压缩流动 壁面处理方法 自适应技术 高保真模拟
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一种新型混合气体多松弛动理学模型方程及其验证分析
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作者 彭傲平 吴俊林 李志辉 《应用数学和力学》 北大核心 2025年第10期1245-1255,共11页
为研究跨流域气体混合物输运现象的流动机理,从气体动理学理论的基本方程Boltzmann方程出发,发展了一种适于混合气体的多松弛碰撞模型方程,并建立了与DSMC方法相适应的碰撞松弛频率表达式.模拟了多组元混合气体一维激波结构问题,与DSMC... 为研究跨流域气体混合物输运现象的流动机理,从气体动理学理论的基本方程Boltzmann方程出发,发展了一种适于混合气体的多松弛碰撞模型方程,并建立了与DSMC方法相适应的碰撞松弛频率表达式.模拟了多组元混合气体一维激波结构问题,与DSMC结果的对比表明:发展的模型方程能较好地反映激波内部混合气体整体及各组元的宏观参数变化过程,能用于模拟和分析混合气体各组元的扩散规律,验证了该多松弛模型方程的有效性和正确性.模拟结果表明:分子质量最小的组元扩散效应最显著,但受其他组元的影响较小,且流动的非平衡效应主要由分子质量最大的组元产生;在激波内部因温度梯度引起的热扩散对分子质量大小更加敏感,同时,组元浓度梯度引起的质量扩散使组元分离,在激波下游产生显著的非平衡效应,且在多组元混合气体中,中等质量分子的加入增大了大质量分子的扩散,加大了分离效应. 展开更多
关键词 混合气体 输运特性 气体动理论统一算法 激波结构
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高速多体分离风洞实验研究进展
7
作者 王粤 汪运鹏 《力学学报》 北大核心 2026年第2期262-317,共56页
高速多体分离力学问题是航空航天领域中的核心基础问题,它涉及在超声速/高超声速条件下多个物体分离的多物理强相互作用过程,如高速多体飞行器级间分离、抛撒分离,空间碎片/陨石(群)进入大气层等.高速多体分离研究区别于单体绕流问题,... 高速多体分离力学问题是航空航天领域中的核心基础问题,它涉及在超声速/高超声速条件下多个物体分离的多物理强相互作用过程,如高速多体飞行器级间分离、抛撒分离,空间碎片/陨石(群)进入大气层等.高速多体分离研究区别于单体绕流问题,高速流动产生的激波、压缩/膨胀波、分离涡等流体力学现象与分离体产生动态耦合,这种复杂非定常动力学过程是多体分离研究的核心挑战之一.理论预测与数值模拟面对高动态、强耦合的高速非定常多体分离过程存在一定的局限性,因此准确、可靠的地面实验模拟尤为重要.本文系统回顾了高速多体分离相关的实验技术与应用研究,主要包括静态实验、准定常实验、动态分离实验技术与测量方法等;梳理总结了高速多体分离中复杂流动物理现象与机制;此外,深入剖析了当前高速多体分离实验技术的局限性和挑战性,并对多体分离实验技术的未来发展方向进行了展望.高速多体分离风洞实验的核心挑战在于多体之间的非线性气动干扰、非定常流动与高动态运动的强耦合问题,风洞实验模拟亟需解决的关键技术包括毫秒级的动态实验测量、多体姿轨精确模拟与气动载荷高精度预测等.本文期望对多体分离风洞实验基础研究提供一些有意义的启示,推动我国空天高速多体飞行器装备发展. 展开更多
关键词 高速流动 多体分离 风洞实验 气动干扰 动态实验技术 流动物理
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高速多体分离中激波反射问题的参数化影响数值研究
8
作者 李茱迪 白晨媛 《力学学报》 北大核心 2026年第2期380-390,共11页
多体分离过程中的激波反射问题是影响飞行器流场结构及分离安全的关键因素之一.采用楔体简化模型,通过数值模拟方法,研究了楔体头部半径、倾斜角、与反射面的相对间距和运动速度4个关键参数对多体分离过程中激波反射类型转化及气动力演... 多体分离过程中的激波反射问题是影响飞行器流场结构及分离安全的关键因素之一.采用楔体简化模型,通过数值模拟方法,研究了楔体头部半径、倾斜角、与反射面的相对间距和运动速度4个关键参数对多体分离过程中激波反射类型转化及气动力演化规律的影响.研究结果表明,增大倾斜角或减小相对间距均会延迟激波反射类型转换的临界时间,但过度增大倾斜角或减小相对间距可能因气流偏转角过大或马赫杆结构失稳引发激波脱体,最终导致无反射现象.运动速度的提高使临界时间提前,且其对波系结构的影响主要集中在激波反射类型转换的临界时间.此外,头部半径的变化也被证实对激波演化具有显著影响.激波反射类型对气动力系数的演化规律存在显著影响,尤其是从无反射转换至马赫反射.本研究揭示了多种参数对激波反射的影响规律,为高速多体飞行器分离方案设计提供理论参考. 展开更多
关键词 多体分离 激波反射 参数影响 气动演化
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人工智能推理技术进展:以中美及其重点企业对比为例 被引量:1
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作者 朱梦皎 杜严勇 《北京科技大学学报(社会科学版)》 2025年第3期51-66,共16页
中国和美国是人工智能专利申请最多的两个国家,推理是人工智能的核心和基座,可以通过对推理技术进展的研究来把握两国人工智能关键能力的水平。人工智能推理的本质是对思维过程的模拟或再造,将人的行为习惯、思维决策过程、事物或事件... 中国和美国是人工智能专利申请最多的两个国家,推理是人工智能的核心和基座,可以通过对推理技术进展的研究来把握两国人工智能关键能力的水平。人工智能推理的本质是对思维过程的模拟或再造,将人的行为习惯、思维决策过程、事物或事件的节点及过程计算机程序化。中国的人工智能推理学术论文发文量和专利申请量从2021年开始超过美国。然而,从专利申请和授权情况来看,中国企业的表现并没有比美国企业更为突出,反而在知识推理、自动驾驶、实时交通分析等方面较为擅长。美国企业则在认知模型、神经推理、建筑、电网、人机交互等前沿方向上获得了不少专利授权。通过中美两国的分析比较,文章认为中国的各类研发主体应加强合作,拓宽技术研发范围,补足专利技术保护范围与地域布局的短板,努力推进政策规划中的前瞻性导向。 展开更多
关键词 人工智能推理 专利分析 文献计量 系统性综述
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电脉冲冲击波破除技术及设备开发研究综述
10
作者 黄祥超 陈晓磊 《价值工程》 2026年第6期161-164,共4页
近年来,电脉冲冲击波技术以其高效、精准、环保的特性,成为备受瞩目的技术之一。随着科技的不断进步,冲击波产生设备的性能得到了显著提升,在破除钢筋混凝土结构领域的应用逐渐受到关注,并展现出良好的应用前景。本文对冲击波技术及相... 近年来,电脉冲冲击波技术以其高效、精准、环保的特性,成为备受瞩目的技术之一。随着科技的不断进步,冲击波产生设备的性能得到了显著提升,在破除钢筋混凝土结构领域的应用逐渐受到关注,并展现出良好的应用前景。本文对冲击波技术及相关设备研究进展进行系统梳理,从冲击波理论、技术应用以及设备研发方面开展综述,并给出今后的研究方向及展望。 展开更多
关键词 电脉冲冲击波 设备开发 钢筋混凝土 破除技术
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基于POD和代理模型的高压捕获翼表面流场快速预测方法 被引量:3
11
作者 崔凯 杨靖 +3 位作者 常思源 田中伟 肖尧 李广利 《力学学报》 北大核心 2025年第4期883-894,共12页
高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传... 高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传统工程计算方法面临显著的局限性.为解决这一问题,文章结合计算流体力学(CFD)技术、本征正交分解(POD)方法与径向基函数代理模型,提出了一种高效准确的高压捕获翼表面流场快速预测方法,并据此构建了完整的气动特性快速预测框架.基于高压捕获翼基本设计原理,综合考虑了关键几何参数和来流条件的影响,对典型构型捕获翼下表面的复杂压强分布进行了预测验证.研究结果表明,当保留13个POD基模态时,所提出的快速预测方法与直接CFD计算结果相比,翼面压强预测的平均相对误差仅为1.6%,气动力预测误差更是低至0.3%.值得注意的是,进一步增加POD基模态数量对预测精度的提升效果并不显著.该方法在确保高精度流场重建和预测的同时,显著提升了计算效率,为高压捕获翼构型的优化设计提供了可靠的技术支持. 展开更多
关键词 高超声速 高压捕获翼 本征正交分解 代理模型 数值仿真
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高速界面流动的激波管实验研究进展 被引量:1
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作者 司廷 王何 罗喜胜 《力学学报》 北大核心 2025年第7期1783-1794,共12页
激波诱导流体界面不稳定性广泛存在于惯性约束核聚变、高超声速科技等重大工程中,在涡动力学、流动稳定性、湍流形成机理等方面具有重要的科学意义.相关研究的挑战性主要源于:一方面,激波作为传播速度大于声速的强间断扰动波,其前后流... 激波诱导流体界面不稳定性广泛存在于惯性约束核聚变、高超声速科技等重大工程中,在涡动力学、流动稳定性、湍流形成机理等方面具有重要的科学意义.相关研究的挑战性主要源于:一方面,激波作为传播速度大于声速的强间断扰动波,其前后流场的速度、温度、压力等物理参数存在突变;另一方面,流体界面是流动复杂性的重要来源,界面处的物理量间断显著加剧流动结构和形态的变化.已有研究表明,激波管在高速界面流动问题研究方面具有独特优势,可以得到高时空分辨率的实验图像和可靠的基础数据.基于此,首先回顾了激波管中汇聚激波的可控生成原理与方法,分别介绍了水平和竖直环形同轴激波管、半环形汇聚激波管、圆锥形汇聚激波管以及楔形汇聚激波管的设备结构和特点.汇报了强激波诱导高速界面流动实验技术和流动机理方面的最新进展,给出了激波管连续光滑弯曲管道壁面设计的理论方法和逆向设计思路,实验验证了高强度激波管实验系统的稳定性、可靠性和可重复性,并获得了激波传播过程中的完整波系演化与界面结构发展的时序数据,阐明了激波接近效应和二次压缩效应等对扰动非线性演化的作用机制.最后,对高速界面流动实验研究面临的关键问题及其发展趋势进行了展望. 展开更多
关键词 激波管 高速界面流动 汇聚激波 失稳机理
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强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量
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作者 王宏伟 黄湛 +4 位作者 张骞 李晓辉 石伟龙 任少洁 康国剑 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期1-10,共10页
以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大... 以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大幅抑制由电弧加热器高温气流产生的自发光干扰,由此获得高速运动条件下的高信噪比粒子图像,进而发展建立了高温强自发光流动粒子速度测量技术。基于该技术,在总温范围为2150~3570 K条件下,对平均名义粒径分别为20、50μm的Al_(2)O_(3)粒子和石墨粒子开展了粒子速度场测量。结果表明:对于同种粒子材料,总焓提升可以有效提升侵蚀粒子的出口速度分布,其中Al_(2)O_(3)粒子在2150、2770、3570 K条件下的出口平均速度峰值分别为1302、1421、1527 m/s;对比分析发现,石墨粒子虽然具有较大直径,但因其密度较低,出口平均速度峰值可达1539 m/s;侵蚀粒子射流出口速度流向平均值沿径向(x方向)的分布近似正态分布;由于电弧加热器出口流场为自由大气环境,侵蚀模拟射流存在明显的低速剪切边界,剪切边界跨度最小为35.5 mm、最大为45 mm。通过系统对比不同来流条件下出口粒子速度分布和涡量分布,本文揭示了射流边界特性,为粒子侵蚀试验的精细化评估提供了数据支撑。 展开更多
关键词 自发光干扰 粒子侵蚀 电弧加热器 速度场测量 粒子图像测速 窄带滤光
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高温CO气体热非平衡效应的实验研究
14
作者 何东 刘铁楼 +3 位作者 李仁杰 李飞 司廷 罗喜胜 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期30-37,共8页
高超声速科技是航空航天和深空探测领域研究的焦点之一。热化学非平衡是高超声速流动的主要特征。CO是碳氢燃料燃烧的重要中间产物,也是飞行器进入火星和金星大气过程的主要辐射来源,其热非平衡效应研究具有重要意义。本文基于无吸收干... 高超声速科技是航空航天和深空探测领域研究的焦点之一。热化学非平衡是高超声速流动的主要特征。CO是碳氢燃料燃烧的重要中间产物,也是飞行器进入火星和金星大气过程的主要辐射来源,其热非平衡效应研究具有重要意义。本文基于无吸收干扰的可调谐二极管激光吸收光谱技术(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy,TDLAS),进行化学激波管反射激波波后CO混合气转振温度演化规律和热非平衡效应的定量测量研究,并将测量结果同Landau-Teller模型和Schwartz-Slawsky-Herzfeld模型的预测结果进行对比分析。基于文献中修正的振动弛豫时间参数(包括CO−Ar体系和N_(2)-N_(2)体系),上述模型的预测结果与测量数据吻合较好。相关分析表明:CO和N_(2)之间的振动-振动-平动内能传递模式使CO和N_(2)的振动温度演化规律趋于一致。因此,对于1.0%CO+99.0%N_(2)混合气,测量的CO振动温度演化规律可以用于表征高温N_(2)的热非平衡效应。 展开更多
关键词 化学激波管 TDLAS 振动温度 定量测量 转动温度 热非平衡效应
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高分辨率捕捉强间断多介质流场的伪弧长方法
15
作者 李坤 马天宝 王渊芃 《兵工学报》 北大核心 2025年第10期334-347,共14页
可压缩多介质气液两相流中,介质热力学差异导致界面区域呈现强非线性波系干涉,显著增加数值模拟难度。尤其在双曲型守恒律方程框架下,流场易形成激波、接触间断和稀疏波等奇异结构,对算法精度、间断捕捉能力及稳定性提出更高要求。为此... 可压缩多介质气液两相流中,介质热力学差异导致界面区域呈现强非线性波系干涉,显著增加数值模拟难度。尤其在双曲型守恒律方程框架下,流场易形成激波、接触间断和稀疏波等奇异结构,对算法精度、间断捕捉能力及稳定性提出更高要求。为此,构建了一种面向多介质气液两相流场的高精度伪弧长方法,通过引入弧长参数将方程映射至正交弧长空间,缓解强间断导致的数值奇异性,并引入高阶重构格式保证解的精度。为精准刻画界面动力学行为,提出基于弧长空间的符号距离函数演化机制,并结合真实虚拟流体方法严格定义边界条件,确保界面物理量连续性。数值结果表明,该方法具备对强间断及复杂波系结构的高分辨率解析能力。 展开更多
关键词 多介质 双曲型守恒律方程 伪弧长方法 非线性 强间断
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HLLC型低耗散激波稳定的数值方法
16
作者 郭虹平 王迅 +2 位作者 李肖 赵国忠 沈智军 《计算物理》 北大核心 2025年第5期528-539,共12页
为了克服HLLC型近似黎曼解法器在计算强激波问题时的数值不稳定性现象,本文研究引起数值激波不稳定的机制和关键因素。采用低马赫数渐近分析的方法分析数值通量分量在激波不稳定发展过程中的作用。发现引起HLLCM格式不稳定的主要原因。... 为了克服HLLC型近似黎曼解法器在计算强激波问题时的数值不稳定性现象,本文研究引起数值激波不稳定的机制和关键因素。采用低马赫数渐近分析的方法分析数值通量分量在激波不稳定发展过程中的作用。发现引起HLLCM格式不稳定的主要原因。并以此为基础,提出一种简单、低耗散、同时又具有接触保持性质的稳定格式。数值实验验证该方法的有效性和健壮性。 展开更多
关键词 黎曼解法器 数值激波不稳定性 HLLC
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基于模态分解的轴对称超声速射流啸声产生位置数值分析 被引量:4
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作者 李虎 罗勇 +3 位作者 韩帅斌 王益民 武从海 刘旭亮 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期975-990,I0003,共17页
不完全膨胀超声速射流的势核中会产生准周期的激波栅格结构,其与剪切层内拟序结构的相互作用会产生激波噪声.啸声是主要向上游方向传播的、具有离散频率的高强度激波噪声,其产生是受一种非线性的声反馈环机制驱动.精确定位啸声的声源位... 不完全膨胀超声速射流的势核中会产生准周期的激波栅格结构,其与剪切层内拟序结构的相互作用会产生激波噪声.啸声是主要向上游方向传播的、具有离散频率的高强度激波噪声,其产生是受一种非线性的声反馈环机制驱动.精确定位啸声的声源位置是定量理解啸声反馈环机制和发展准确的啸声预测模型的一个关键所在.为了分析近场啸声,本文采用高精度数值方法直接求解轴对称可压缩Navier-Stokes方程,数值模拟了完全膨胀射流马赫数为1.10和1.15的圆形声速喷管欠膨胀超声速冷射流,得到了A_(1)和A_(2)两种轴对称模态啸声.通过傅里叶模态分解、本征模态分解和动态模态分解,分析了射流时序压力场和速度场,研究了啸声关联拟序流动结构的空间演化,精确定位了轴对称模态啸声的声源位置.研究表明:啸声关联拟序流动结构存在饱和态区域,啸声声波是在其饱和态区域产生并向外传播;在本文所涉及的射流马赫数范围内,A_(1)和A_(2)两种轴对称模态啸声的有效声源位置分别是在第4和第3个激波栅格结构的尾缘. 展开更多
关键词 轴对称超声速射流 啸声 声源位置 模态分解 数值模拟
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R1234ze(E)替代R134a对二级压缩循环离心压缩机及制冷性能的影响
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作者 刘丹 席光 +4 位作者 段亚飞 陈翰 王志恒 李镇杉 刘智远 《西安交通大学学报》 北大核心 2025年第9期142-151,共10页
为研究制冷剂R1234ze(E)替代R134a后离心压缩机及制冷性能的变化,基于两次节流中间不完全冷却的两级蒸汽压缩制冷循环(VCS-TS-FT),建立制冷循环数学模型及两级串联离心压缩机流动模型,详细分析了R1234ze(E)替代R134a对压缩机及制冷性能... 为研究制冷剂R1234ze(E)替代R134a后离心压缩机及制冷性能的变化,基于两次节流中间不完全冷却的两级蒸汽压缩制冷循环(VCS-TS-FT),建立制冷循环数学模型及两级串联离心压缩机流动模型,详细分析了R1234ze(E)替代R134a对压缩机及制冷性能的影响。数值计算结果表明:R1234ze(E)替代R134a,在相同冷凝温度条件下,转速不变时,制冷量为R134a的83.7%,压缩机压比较R134a高2%,效率基本不变,排气温度低0.5%,压缩机轴功率低11.6%,制冷性能系数(ξ_(cop))由6.83下降至6.59。通过改变压缩机的转速,压缩机及制冷循环性能发生显著改变,转速提升7%,R1234ze(E)制冷量与R134a设计转速下设计制冷量相同,但压缩机效率下降5.9%,系统ξ_(cop)下降至6.15;相反,转速降低3.4%,压缩机容积流量不变,R1234ze(E)制冷量降低为R134a设计转速下设计制冷量的76%,系统ξ_(cop)上升至6.87。因此,在不重新设计压缩机的条件下,R1234ze(E)直接替代R134a无法达到ξ_(cop)和制冷量同时与R134a相等的水平。另外,为实现相同制冷量,也需对冷凝器和蒸发器进行改进。 展开更多
关键词 制冷剂替代 二级压缩循环 离心压缩机 制冷性能
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发动机羽流直挡板间接测力数值模拟研究
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作者 夏一展 强科杰 +4 位作者 王志新 邓泽奇 杨斌 杨杨 王莹 《上海理工大学学报》 北大核心 2025年第1期30-37,共8页
为了研究羽流对直挡板间接测力的影响,通过数值模拟对羽流环境下的直挡板受力情况进行分析,研究了不同挡板直径、位置等结构参数下的受力情况。结果表明,挡板与喷管出口间距离和出口直径的比值接近1.5,以及挡板直径和出口直径的比值接近... 为了研究羽流对直挡板间接测力的影响,通过数值模拟对羽流环境下的直挡板受力情况进行分析,研究了不同挡板直径、位置等结构参数下的受力情况。结果表明,挡板与喷管出口间距离和出口直径的比值接近1.5,以及挡板直径和出口直径的比值接近2.5时,挡板受到的冲击力最大,此时挡板对测力影响最小。基于数值模拟结果,选择最佳实验装置设计参数,搭建了羽流挡板间接测量装置。通过实验,获得了不同工况条件下直接测力与挡板间接测力结果,并基于线性拟合,推导出羽流直挡板间接推力修正公式。研究成果可为同类挡板羽流间接测力装置设计提供参考与借鉴。 展开更多
关键词 发动机 挡板间接测力 羽流数值模拟 推力测量
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考虑轴颈倾斜的可倾瓦气体动压轴承静动态特性
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作者 牛光辉 石明辉 +1 位作者 郭红 张国龙 《轴承》 北大核心 2025年第1期46-54,共9页
针对制造装配误差及受载变形造成轴颈倾斜的问题,以可倾瓦气体动压轴承为研究对象,建立计入轴颈倾斜、瓦块摆动自由度的静动态特性分析模型,研究轴颈倾斜对定载荷下轴承偏心率、摩擦系数、量纲一的质量流量以及刚度系数、阻尼系数的影... 针对制造装配误差及受载变形造成轴颈倾斜的问题,以可倾瓦气体动压轴承为研究对象,建立计入轴颈倾斜、瓦块摆动自由度的静动态特性分析模型,研究轴颈倾斜对定载荷下轴承偏心率、摩擦系数、量纲一的质量流量以及刚度系数、阻尼系数的影响规律,结果表明:轴颈倾斜造成气膜压力峰值向轴承一端偏移,且轴颈倾斜角越大,改变越明显;轴颈倾斜方向角的改变会造成轴承性能呈波动的变化规律。 展开更多
关键词 滑动轴承 气体动压轴承 轴颈 倾斜角 偏心率 摩擦系数 动态性能
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