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新工科背景下力学类课程研究性教学探索与实践——以郑州航空工业管理学院飞行器设计与工程专业为例
1
作者 苗楠 田秋丽 刘战合 《河南教育(高教版)(中)》 2026年第2期72-73,共2页
力学类课程在当前飞行器设计与工程专业培养方案中具有重要地位。针对目前教学中存在的问题,将编程仿真软件引入课堂教学以优化教学内容,将工程案例引入课堂教学以培养学生的力学思维、创新思维和工程意识。通过对力学类课程教学模式的... 力学类课程在当前飞行器设计与工程专业培养方案中具有重要地位。针对目前教学中存在的问题,将编程仿真软件引入课堂教学以优化教学内容,将工程案例引入课堂教学以培养学生的力学思维、创新思维和工程意识。通过对力学类课程教学模式的探索与实践,可以更好地满足新工科背景下对卓越工程师的培养要求。 展开更多
关键词 新工科 飞行力学 飞行器结构力学 研究性教学 飞行器设计与工程
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异型建筑风驱雨分布特性数值研究
2
作者 王辉 周荃 唐静 《合肥工业大学学报(自然科学版)》 北大核心 2026年第1期111-118,共8页
目前关于风驱雨(wind-driven rain,WDR)的研究主要以矩形截面建筑作为研究对象,针对常见的异型建筑WDR研究仍比较缺乏,因此揭示该类型建筑的WDR分布规律已成为WDR领域的重要工作。文章基于欧拉多相流模型的WDR数值模拟方法,模拟分析不... 目前关于风驱雨(wind-driven rain,WDR)的研究主要以矩形截面建筑作为研究对象,针对常见的异型建筑WDR研究仍比较缺乏,因此揭示该类型建筑的WDR分布规律已成为WDR领域的重要工作。文章基于欧拉多相流模型的WDR数值模拟方法,模拟分析不同风速和降雨强度下3类异型建筑WDR分布特性及与典型矩形截面建筑WDR的差异。结果表明:与矩形建筑立面WDR连续分布的情况不同,异型建筑因其特殊外形的干扰,立面WDR分布更为复杂;由于迎风立面突出部分能有效减少WDR对附近区域的侵袭,转角区域的抓取率趋近于0;相较于降雨强度,风速对异型建筑立面抓取率的影响更大,当降雨强度保持不变、风速从2m/s增大至10m/s时,抓取率最大值提高0.8。 展开更多
关键词 风驱雨 异型建筑 欧拉多相流 抓取率
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基于边界积分法的机翼绕流动态分离特性分析
3
作者 程相茹 郑春浩 《机械工程师》 2026年第1期112-117,共6页
为快速高效预测层流湍流跃迁点并模拟机翼绕流分离特性,支撑螺旋桨设计评估,文中基于边界积分法和Kutta-Joukowski(K-J)定理,建立了机翼剖面绕流及其边界层动态分离特性计算方法,对两个雷诺数下的亚临界攻角范围内NACA0018翼型升力和阻... 为快速高效预测层流湍流跃迁点并模拟机翼绕流分离特性,支撑螺旋桨设计评估,文中基于边界积分法和Kutta-Joukowski(K-J)定理,建立了机翼剖面绕流及其边界层动态分离特性计算方法,对两个雷诺数下的亚临界攻角范围内NACA0018翼型升力和阻力系数开展计算,并利用CFD计算包中RANS方法对两者剖面系数、脉冲损失厚度、边界层层流紊流跃迁点和边界层分离点结果进行了对比分析,结果表明两者之间吻合度良好,验证了该方法对机翼剖面特征参数预测的准确性。 展开更多
关键词 机翼剖面 边界积分 动态分离 层流紊流跃迁点 脉冲损失厚度
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不同来流下双楔定常/非定常流动的模拟分析与流态预测
4
作者 张鑫泽 李沁 +1 位作者 翁谊辉 尤延铖 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期371-384,共14页
针对高超声速双楔绕流中层流激波相互作用和定常/非定常流动现象,选取不同工况(Ma∞和Re),采用所发展的三阶精度本质无波动格式开展数值模拟与流动特性研究,总结由参数变化引起的定常/非定常流场激波结构和分离区的变化规律。为了对不... 针对高超声速双楔绕流中层流激波相互作用和定常/非定常流动现象,选取不同工况(Ma∞和Re),采用所发展的三阶精度本质无波动格式开展数值模拟与流动特性研究,总结由参数变化引起的定常/非定常流场激波结构和分离区的变化规律。为了对不同Ma∞、Re下双楔流动出现的定常/非定常流态进行预测,基于最小二乘支持向量机(LS-SVM)模型,采用不同核函数(线性、多项式和径向基函数)构建双楔绕流定常/非定常的流态预测模型,并在验证集上对3种预测模型进行验证与评估。结果表明:径向基核预测模型能够正确预测16组工况下的双楔流态,预测结果的准确率和真阳性率为1、假阳性率为0,预测能力最强,具有较优的泛化能力,多项式核预测模型预测能力次之,线性核预测模型预测能力最差。 展开更多
关键词 高超声速 双楔 定常/非定常流动 流态预测 最小二乘支持向量机
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高速多体分离力学问题专题序
5
作者 汪运鹏 《力学学报》 北大核心 2026年第2期259-261,共3页
高速多体分离力学问题是航空航天、先进运载及国防科技等领域的关键基础问题之一,也是极具挑战性的前沿课题,其研究涉及飞行器级间分离、舱段抛罩、多弹投放等多种复杂动态分离场景.当多个飞行器或飞行器部件从组合体中分离时,高速流动... 高速多体分离力学问题是航空航天、先进运载及国防科技等领域的关键基础问题之一,也是极具挑战性的前沿课题,其研究涉及飞行器级间分离、舱段抛罩、多弹投放等多种复杂动态分离场景.当多个飞行器或飞行器部件从组合体中分离时,高速流动环境下的快速起动分离过程与复杂流动干扰会引发分离体姿态失稳、载荷突变等问题,严重威胁分离安全.特别是在高超声速飞行条件下(Ma>5),分离过程面临更为严峻的挑战,组合体与分离体之间的激波/边界层干扰效应显著增强,分离体受到的气动力、热载荷剧烈变化,分离轨迹预测与控制难度极大. 展开更多
关键词 力学问题 先进运载 舱段抛罩 高速多体分离
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宽域乘波翼身融合布局设计与优化研究
6
作者 郭帅旗 刘文 +3 位作者 刘洋 聂晗 王发民 张陈安 《力学学报》 北大核心 2026年第1期221-243,共23页
宽域高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.宽域乘波翼身融合布局能够同时具备较好的高超声速乘波特性和低速机翼环量/涡升力特性,可以有效缓解高低速气动设计的矛盾.针对宽域乘波翼身融合布局的设计与优化问题,... 宽域高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.宽域乘波翼身融合布局能够同时具备较好的高超声速乘波特性和低速机翼环量/涡升力特性,可以有效缓解高低速气动设计的矛盾.针对宽域乘波翼身融合布局的设计与优化问题,提出了一种基于乘波体流线追踪和类别形状函数(CST)方法的全参数化几何表征方法,并构建了一种适用于亚声速、超声速和高超声速的宽域气动力模型,可以高效可靠评估该类布局的宽域气动特性.通过遗传算法优化框架,开展了面向不同约束和目标的宽域乘波翼身融合布局优化研究,包括高超声速单点优化、超-高超声速多点加权优化及亚声速升力约束下的宽域多点优化.优化结果表明,通过增加乘波前体长度占比,可以提升乘波前体的设计点升阻比,进而有效提升高超声速最优布局的升阻比,但超声速最大升阻比会显著降低;超-高超声速多点优化的加权权重分配直接影响最优布局特征,高超声速升阻比权重系数越小,机翼占比越大而乘波前体占比越小,相比高超声速最优布局,超声速最优布局的高超声速升阻比降低12.30%,但超声速升阻比提高34.40%;引入亚声速大攻角升力约束后,优化布局在亚声速升力提高24.60%的同时,高超声速设计升阻比提升2.76%,而超声速设计升阻比降低8.39%. 展开更多
关键词 宽域气动布局 乘波体 几何参数化 气动力模型 涡升力
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面向飞行器的气动力系数智能预测方法
7
作者 肖奇松 陈新海 +5 位作者 陈蔚丰 刘杨 高诗婕茜 李开霆 庞宇飞 刘杰 《国防科技大学学报》 北大核心 2026年第1期88-98,共11页
计算机辅助气动设计对飞行器外形优化至关重要,为进一步提升气动特性建模效率,提出了面向飞行器的气动力系数智能预测方法AeroPointNet。该方法以几何数模的三维点云表征为输入,构建了高效提取局部与全局几何特征的神经网络架构。为捕... 计算机辅助气动设计对飞行器外形优化至关重要,为进一步提升气动特性建模效率,提出了面向飞行器的气动力系数智能预测方法AeroPointNet。该方法以几何数模的三维点云表征为输入,构建了高效提取局部与全局几何特征的神经网络架构。为捕捉流动条件的变化,AeroPointNet将物理信息与几何特征融合,并引入两种加权注意力机制来动态调整权重,有效解决了权重失衡问题。实验结果表明,AeroPointNet实现了较传统数值方法3个数量级以上的气动力系数计算效率提升,升力系数和阻力系数的平均相对误差均保持在5%以下。 展开更多
关键词 飞行器 气动力系数 点云 神经网络 加权注意力机制
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基于飞秒激光电子激发标记(FLEET)的高超声速自由流速度测量
8
作者 李宇鹏 吴天舒 +5 位作者 栗继伟 王业军 郭成龙 霍宇涛 汪球 赵伟 《力学学报》 北大核心 2026年第2期417-424,共8页
地面风洞实验是研究高超声速流动特性的重要手段,精细化的速度表征有助于深入理解复杂流动现象并验证数值计算结果.相较于其他分子标记测速技术,飞秒激光电子激发标记(femtosecond laser electron excitation tagging,FLEET)以空气中的N... 地面风洞实验是研究高超声速流动特性的重要手段,精细化的速度表征有助于深入理解复杂流动现象并验证数值计算结果.相较于其他分子标记测速技术,飞秒激光电子激发标记(femtosecond laser electron excitation tagging,FLEET)以空气中的N_(2)为示踪粒子,显著降低了实验设计的复杂度.以往研究主要针对纯N_(2)环境下的FLEET速度测量,而O_(2)的存在会大幅缩短FLEET信号的有效寿命,此外,基于大尺度风洞的弱聚焦会进一步降低FLEET图像信噪比,从而影响速度测量精度.本研究依托JF-8A高超声速风洞,以空气为流动介质开展高超声速(Ma 6.5)自由流速度测量.静态实验表明,相较于纯N_(2)条件下的长寿命FLEET信号,聚焦区域内的O_(2)分子和O原子会显著缩短FLEET信号的有效寿命,同时导致标记线随延迟时间增加而逐渐展宽.激波风洞和炮风洞两种运行模式下获得的FLEET荧光标记线相比于参考时刻同样出现了展宽现象.重复性实验得到的自由流平均速度分别为1045.2和995.2 m/s,对应2σ标准差分别为1.98和1.77 m/s.本研究结果表明FLEET技术适用于强猝灭环境以及弱聚焦条件下的高精度速度测量,为基于大尺度风洞和含N_(2)组分的气流介质的速度测量提供了有效手段. 展开更多
关键词 飞秒激光电子激发标记 速度测量 高超声速流动 强猝灭 弱聚焦
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暗渠涌动动力特性分析及气动辅助装置设计
9
作者 霍海洲 《凿岩机械气动工具》 2026年第1期4-6,共3页
聚焦暗渠涌动动力特性及气动辅助装置,通过物理模型实验与数值模拟,系统分析了不同几何参数下的暗渠涌动形成机制与压力波动规律,构建了暗渠涌动强度预测模型,设计并优化了垂直通气管系统、气囊调节器和主动式气泡发生器三种气动辅助装... 聚焦暗渠涌动动力特性及气动辅助装置,通过物理模型实验与数值模拟,系统分析了不同几何参数下的暗渠涌动形成机制与压力波动规律,构建了暗渠涌动强度预测模型,设计并优化了垂直通气管系统、气囊调节器和主动式气泡发生器三种气动辅助装置。实验结果表明,垂直通气管系统与气囊调节器组合应用效果最佳,可使涌动压力峰值降低58.3%,使管道振动幅度降低51.8%。气动辅助装置通过气泡减振、界面稳定和流态调节三种机制实现暗渠涌动控制,可为大型水利工程暗渠涌动防治提供参考。 展开更多
关键词 暗渠涌动 气动辅助装置 动力特性 振动控制
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展向流动分量对地面效应条件下组合翼气动特性的影响初探
10
作者 张思博 陈红勋 代钦 《工程力学》 北大核心 2026年第2期270-278,共9页
以地面效应条件下组合翼(compound wing)气动特性的风洞实验和翼尖涡PIV速度场的拖曳水槽实验结果为依据,总结了组合翼与平直翼升力和阻力差异的基本规律,并在分析翼尖涡流场演化特征的基础上,着重从展向机翼流动的观点初步探讨了气动... 以地面效应条件下组合翼(compound wing)气动特性的风洞实验和翼尖涡PIV速度场的拖曳水槽实验结果为依据,总结了组合翼与平直翼升力和阻力差异的基本规律,并在分析翼尖涡流场演化特征的基础上,着重从展向机翼流动的观点初步探讨了气动力变化的机理。实验所采用的组合翼由中段平直翼和两侧外段带下反角的矩形翼组成。通常在自由空间中飞行时,下反角使机翼的横侧稳定性降低,滚转敏捷性提高,对机翼的气动性能影响并不大,但该实验结果表明:在地面效应条件下,下反角使机翼的升力和阻力均发生改变。越靠近地面,下反角大的组合翼升力增加的效果越明显,而PIV速度场测量的结果显示,组合翼的下反角结构能够抑制翼尖涡的生成和发展,有利于减小机翼的诱导阻力。此外,在特定工况下还发现翼尖涡流场中伴随有二次涡生成,诱导并耗散翼尖涡强度,从而削弱下洗运动,可进一步降低机翼的诱导阻力。 展开更多
关键词 机翼地面效应 组合翼 下反角 气动力 翼尖涡
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Kriging气动力/热代理模型与热防护壁板热气动弹性分析
11
作者 易子钧 冀春秀 +1 位作者 谢丹 唐硕 《国防科技大学学报》 北大核心 2026年第1期139-149,共11页
针对高速气动力/热不同计算方法存在的效率和精度之间的矛盾,本文以典型高速飞行器的热防护壁板为研究对象,基于Kriging方法建立了气动力/热代理模型,将计算效率提升4个数量级。基于气动力/热代理模型,并采用有限元方法和自编热传导程... 针对高速气动力/热不同计算方法存在的效率和精度之间的矛盾,本文以典型高速飞行器的热防护壁板为研究对象,基于Kriging方法建立了气动力/热代理模型,将计算效率提升4个数量级。基于气动力/热代理模型,并采用有限元方法和自编热传导程序搭建了热防护壁板的热气动弹性计算框架,开展了热防护壁板的热气动弹性分析。该研究将为高速飞行器的气动力/热载荷快速准确计算、热防护系统设计和飞行安全评估提供重要理论基础。 展开更多
关键词 高速飞行器 热防护壁板 热气动弹性 气动力/热代理模型 Kriging代理模型
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超声速冲击射流声场与流场特性及声源特征研究
12
作者 齐龙舟 杨志刚 +2 位作者 吕镇东 刘翰林 卢鑫源 《推进技术》 北大核心 2026年第2期88-100,共13页
本研究聚焦于超声速冲击射流的噪声特性及声源分布,旨在明确其噪声生成机制及其与射流速度的n次方律关系。实验在全消声室内开展,采用高频PIV技术与远场传声器弧阵列结合,测量冲击射流的流场与声场分布。基于Ω准则和Q准则识别冲击射流... 本研究聚焦于超声速冲击射流的噪声特性及声源分布,旨在明确其噪声生成机制及其与射流速度的n次方律关系。实验在全消声室内开展,采用高频PIV技术与远场传声器弧阵列结合,测量冲击射流的流场与声场分布。基于Ω准则和Q准则识别冲击射流的涡量特征,分析涡量结构与离散纯音的关系。通过监测冲击射流下、中、上游方向监测角(β=30°,β=80°和β=120°)的总声压级(OASPL),研究了OASPL与射流速度之间的n次方律关系,并比较斯特劳哈尔数(St=0.61,St=0.33)的离散纯音随出口压比(NPR)和冲击距离(L/d)的变化趋势。去除离散纯音后,OASPL与射流速度的n次方律符合较好,不同监测角的速度因子分别为7.8(β=30°),7.0(β=80°)和10.8(β=120°),这反映了冲击射流噪声源特性随监测角变化的关系。进一步分析表明,OASPL、离散纯音幅值与射流速度梯度之间存在显著关联。通过Ω准则与Q准则对流场涡量进行识别,发现势流核第三至第五激波格栅后方的强涡量区域与啸叫声(Screech tone)主要声源位置吻合,实现了对声源的可视化定位。相位分析显示,NPR=2.37时,流场中涡对结构尺寸与St=0.33的离散纯音强度呈正相关,而NPR=2.84时,冲击射流顺流侧强涡量区尺寸与St=0.61的离散纯音强度呈正相关。本研究揭示了超声速冲击射流噪声总声压级与射流速度的幂次关系,并证实了不同监测角度和St条件下声源位置与强涡量区域的显著关联。通过对流场的Ω准则和Q准则涡量识别,确认了冲击射流势流核内主要声源区域与啸叫声的一致性,实现了声源的可视化定位。 展开更多
关键词 PIV流场 冲击射流 射流速度 n次方律 Ω准则
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合成双射流理论及其赋能航空技术进展 被引量：4
13
作者 罗振兵 王浩 赵志杰 《航空学报》 北大核心 2025年第5期106-135,共30页
主动流动控制技术是21世纪航空领域的重要前沿技术之一,而合成双射流技术则是我国自主研发的一种先进主动流动控制技术。该技术具有能量效率高、环境适应性强、控制范围广等优点,有望显著提升现役飞行器的性能,并为下一代飞行器的发展... 主动流动控制技术是21世纪航空领域的重要前沿技术之一,而合成双射流技术则是我国自主研发的一种先进主动流动控制技术。该技术具有能量效率高、环境适应性强、控制范围广等优点,有望显著提升现役飞行器的性能,并为下一代飞行器的发展提供变革性助力。系统总结了合成双射流理论、技术特点及其赋能航空技术的最新研究进展。通过20年持续研究,形成了基于两合成射流相互作用同相“增强”效应、异相“矢量”效应、反相“加力/自给”效应的合成双射流理论体系,发展了具有能量效率倍增、全电矢量功能、跨介质工作能力的合成双射流技术体系;合成双射流技术在飞行器气动、动力、飞行控制、飞行安全、热控、跨介质飞行等方面显示出较强的赋能增效特性和应用前景。 展开更多
关键词 合成双射流 主动流动控制 气动 动力 飞行控制 热控 跨介质
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飞行器智能流场建模方法研究进展
14
作者 张好 沈洋 +3 位作者 黄伟 赵振涛 安凯 刘双喜 《国防科技大学学报》 北大核心 2026年第1期1-15,共15页
智能流场建模方法通过融合深度学习在特征提取与动态响应预测中的优势,以及在多学科设计优化(multidisciplinary design optimization,MDO)架构中的创新潜力,已成为实现复杂流动系统高效建模与高维性能提升的研究热点。本文从数据驱动... 智能流场建模方法通过融合深度学习在特征提取与动态响应预测中的优势,以及在多学科设计优化(multidisciplinary design optimization,MDO)架构中的创新潜力,已成为实现复杂流动系统高效建模与高维性能提升的研究热点。本文从数据驱动方法与物理约束方法两方面系统梳理了智能流场建模的研究现状,并指出了发展面临的三大关键挑战:高保真数据获取、复杂边界几何特征表达以及鲁棒物理约束的构建。进一步地,展望了融合气动与多学科耦合效应的联合建模框架,或能通过多尺度物理信息嵌入与自适应优化机制,革新下一代飞行器MDO范式。提供了数据知识与物理机理的深度融合新思路,旨在推动智能流场建模在航空航天等领域的跨学科创新。 展开更多
关键词 智能流场预测 深度学习 代理模型 数据驱动 物理约束 多学科设计优化
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兼顾后体效应的乘波翼身融合布局设计方法及数值模拟研究
15
作者 张新洋 陈树生 +2 位作者 林家豪 贾苜梁 李栋 《宇航学报》 北大核心 2026年第1期25-37,共13页
针对未来高超声速飞机设计需求,提出一种乘波前体-机翼拓扑耦合并兼顾后体效应的宽速域气动布局设计方法。该方法在利用涡升力及波后高压流场的基础上,通过抑制边条翼压力外泄和后缘气流分离,改善飞行器宽速域气动性能。首先,生成乘波... 针对未来高超声速飞机设计需求,提出一种乘波前体-机翼拓扑耦合并兼顾后体效应的宽速域气动布局设计方法。该方法在利用涡升力及波后高压流场的基础上,通过抑制边条翼压力外泄和后缘气流分离,改善飞行器宽速域气动性能。首先,生成乘波前体和多个宽速域优化翼型,获得基础布局;其次,利用特征线与激波角确定后体长度,通过装配多种曲线设计对称面形状,开展机身后体拓扑设计;然后,将前体几何参数和跨声速约束参数输入密切锥方法,实现三维布局的耦合设计;最后,装配优化翼型,形成新型三维乘波翼身融合布局。数值模拟结果表明,新布局较传统乘波-机翼布局,马赫数为0.4时升力系数提高45.6%,马赫数为1时阻力系数降低8.6%,马赫数为5时升阻比提高15.8%,高超声速压力外泄得到抑制,并在一定攻角和速度范围内维持较好的气动特性,验证了所提设计方法的有效性。 展开更多
关键词 宽速域 乘波翼身融合布局 密切锥 后体设计 气动优化
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高超声速圆锥边界层转捩气动热高效预测技术
16
作者 顾翌阳 董昊 +1 位作者 姜应磊 夏天宇 《国防科技大学学报》 北大核心 2026年第1期217-226,共10页
为了实现不同自由来流下壁面转捩热流场的高效预测,基于变分自编码器架构建立了生成式转捩热流预测模型。选取不同自由来流条件下的高超声速圆锥模型作为研究对象,采用数值模拟方法构建转捩热流数据集。搭建变分自编码器模型,在转捩热... 为了实现不同自由来流下壁面转捩热流场的高效预测,基于变分自编码器架构建立了生成式转捩热流预测模型。选取不同自由来流条件下的高超声速圆锥模型作为研究对象,采用数值模拟方法构建转捩热流数据集。搭建变分自编码器模型,在转捩热流数据集上进行了训练和验证,结果分析表明变分自编码器模型能够有效提取热流场隐变量,并精准重构了背风面流向涡转捩的热流场结构。搭建全连接神经网络模型,构建了自由来流与热流场隐变量的非线性映射关系。串联全连接神经网络模型和变分自编码器模型解码器部分,构建高超声速圆锥转捩热流预测模型,预测结果表明,该模型能够有效学习复杂转捩机制作用下的热流分布特征,对不同自由来流下的热流预测精度较高,误差不高于0.024。 展开更多
关键词 热流预测 深度学习 计算流体力学 转捩 高超声速
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钝头体逆向喷流中的物质与热量输运屏障及其热防护机制研究
17
作者 蒋皓 何烨帆 +1 位作者 梁小妮 张家忠 《推进技术》 北大核心 2026年第1期212-225,共14页
结合数值模拟方法和Lagrangian拟序结构(Lagrangian Coherent Structures,LCSs)对钝头体逆向喷流中的物质与热量输运屏障进行了深入研究,以揭示逆向喷流对超声速飞行器前缘的热防护机制。采用SST k-ω湍流模型,对来流马赫数Ma=3.98和喷... 结合数值模拟方法和Lagrangian拟序结构(Lagrangian Coherent Structures,LCSs)对钝头体逆向喷流中的物质与热量输运屏障进行了深入研究,以揭示逆向喷流对超声速飞行器前缘的热防护机制。采用SST k-ω湍流模型,对来流马赫数Ma=3.98和喷流压比分别为0.4,0.6和0.8条件下的钝头体逆向喷流流场进行了模拟。基于对流场特性的分析,探讨了不同喷流压比对流场的影响,并引入LCSs分析方法,从Lagrangian视角识别逆向喷流流场中的物质与热量输运屏障。研究结果表明:随着喷流压比的增加,逆向喷流推动弓形激波向上游移动,并扩大了旋涡区的覆盖面积,增强了降热效果;来流与冷却喷流之间始终存在着物质输运屏障,避免了高温气流直接接触钝体壁面。进一步而言,喷流剪切层主导着热量输运屏障的形成与演化。由于喷流剪切层有效抑制了热量的输运,在喷流-来流剪切层与喷流-旋涡区剪切层之间形成了热量输运屏障。而喷流-来流剪切层的消失与喷流-旋涡区剪切层的再附也导致了热量输运屏障的终止。研究结果捕获了逆向喷流流场中的物质和热量输运特性,为揭示逆向喷流的热防护机制提供了新的视角。 展开更多
关键词 逆向喷流 超声速流动 Lagrangian拟序结构 气动加热 流动控制
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基于摄影测量前方交会的翼伞风洞测试方法
18
作者 谷涧 张卫生 杨锋魁 《测控技术》 2026年第1期25-30,共6页
探索了柔性翼伞在风洞试验中的测试方法,采用摄影测量前方交会法同步拍摄翼面上的多个特征点,获取特征点的三维坐标,计算出翼伞在不同工况下的实际迎角。测试翼伞在不同迎角下的气动力矩参数的变化情况,分析迎角与翼伞升阻力的关系,为... 探索了柔性翼伞在风洞试验中的测试方法,采用摄影测量前方交会法同步拍摄翼面上的多个特征点,获取特征点的三维坐标,计算出翼伞在不同工况下的实际迎角。测试翼伞在不同迎角下的气动力矩参数的变化情况,分析迎角与翼伞升阻力的关系,为优化翼伞设计提供了定量依据。该测试方法解决了传统风洞测试中柔性翼伞动态变形难以精确量化的问题,为翼伞的气动性能优化与工程应用提供了关键的技术支撑。 展开更多
关键词 摄影测量 前方交会 风洞试验 柔性翼伞
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双V型半导体桥电爆过程的精密观测及电-热-相变耦合数值模拟
19
作者 陈朗 张书培 +6 位作者 寇永锋 徐智贤 鲁建英 杨坤 刘昌华 伍俊英 刘丹阳 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第12期1213-1222,共10页
针对半导体桥电爆过程中的能量沉积和相变等作用机制尚不清晰的问题,通过实验与数值模拟研究了双V型半导体桥电爆特性及等离子体形态变化特征.搭建了同步测试系统,监测了10~38 V充电电压下,半导体桥电爆过程的电流电压变化,并结合高速... 针对半导体桥电爆过程中的能量沉积和相变等作用机制尚不清晰的问题,通过实验与数值模拟研究了双V型半导体桥电爆特性及等离子体形态变化特征.搭建了同步测试系统,监测了10~38 V充电电压下,半导体桥电爆过程的电流电压变化,并结合高速摄影观测了电爆等离子体的形成和演化过程,发现电爆时间与加载电压呈指数衰减规律,且等离子体形成时刻与电压曲线第二峰值高度吻合.构建了电-热-相变耦合的半导体桥电爆三维计算模型,引入动态电导率、固-等离子体相变算法及电势-焦耳热能量沉积模型,实现了从桥区相变、发生电爆及后续等离子体膨胀的全过程仿真,分析了电压对桥区内温度、密度分布和等离子体流场的影响规律,发现高电压下,桥区V形尖角处出现电流集中和焦耳热累积,导致边缘优先电爆,等离子体膨胀速度快,并观察到在等离子体周围空气中形成了前驱压缩波,低电压下,热量则集中于桥区中心,导致中心区域首先电爆,等离子体膨胀较缓,对空气的压缩作用明显减弱.研究结果能够为半导体桥火工品换能元的优化设计与仿真提供计算方法和基础数据. 展开更多
关键词 半导体桥 等离子体 高速摄影 流体力学计算 动态电导率模型
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民机标准模型体系及气动主题数据库建设
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作者 吴军强 魏志 +3 位作者 刘洋 钟敏 杨福军 余永刚 《航空学报》 北大核心 2025年第24期48-65,共18页
为使以商业化市场运营为最终目的的商用飞机顺利取得适航认证和市场成功,首先需要解决总体气动设计难题,满足“安全性、经济性、舒适性、环保性”指标要求。风洞试验作为最为重要的地面模拟试验,评估分析飞机总体气动设计效果,获取支撑... 为使以商业化市场运营为最终目的的商用飞机顺利取得适航认证和市场成功,首先需要解决总体气动设计难题,满足“安全性、经济性、舒适性、环保性”指标要求。风洞试验作为最为重要的地面模拟试验,评估分析飞机总体气动设计效果,获取支撑飞机结构、强度、飞行控制等专业设计的气动力输入条件,其试验质量及控制措施的完备性、有效性直接决定着试验结果的可信度,影响飞机设计水平和气动优化效果。在简要介绍民机标准模型(简称标模)概念及内涵、世界典型民机标模及其气动数据库建设效果的基础上,阐述了中国民机标模发展历程、体系设计及数据库建设情况,分析了CHN-T2、CHNT1、CAE-AVM 3个标模基本状态的气动特性以及中国民机标模体系发展建设存在的差距不足,提出了下一步工作设想。 展开更多
关键词 民用飞机 空气动力学 风洞试验 试验模型 标准化
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