期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到14,670篇文章
< 1 2 … 250 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述 被引量：2
1
作者 万志强 张珊珊 +4 位作者 王晓喆 马靓 许翱 吴志刚 杨超 《航空学报》 北大核心 2025年第3期140-173,共34页
飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综... 飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综合考虑气动和结构的耦合效应,并发展了满足不同精度和效率的弹性机动载荷分析方法。机动载荷减缓技术的提出与应用保证了飞机所需的机动特性,同时降低了因结构强度和刚度要求所要付出重量的代价,是当前该领域研究的热点。首先归纳了现代弹性飞机机动飞行载荷分析及减缓的总体要求和技术框架;其次以此为基础介绍了机动飞行载荷所涉及的气动力、结构强度/刚度、数据映射、飞行力学等分析方法;对国内外的机动载荷减缓技术进行了梳理;回顾了机动飞行载荷及其减缓的仿真和试验案例;最后讨论了未来机动飞行载荷分析及减缓技术发展中需要解决的关键问题,以期为该领域的科研工作者提供一些思路。 展开更多
关键词 飞行载荷 机动载荷 气动弹性 载荷减缓 风洞试验 飞行试验
原文传递
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：1
2
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
在线阅读 下载PDF
沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法 被引量：1
3
作者 谭剑锋 闫羽泽 +2 位作者 张卫国 刘亚奎 邵天双 《航空学报》 北大核心 2025年第9期280-293,共14页
直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全,而且会引发桨叶磨损,降低旋翼性能。为此,基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态,耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型,考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性,建立沙盲环境直升... 直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全,而且会引发桨叶磨损,降低旋翼性能。为此,基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态,耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型,考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性,建立沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法。通过与镍合金、SS304不锈钢、双向碳纤维增强环氧树脂(CF/EP)、玻璃纤维增强环氧树脂(GF/EP)、聚氨酯(PU)、Ti-6Al-4V钛合金的靶板磨损试验对比,验证了分析方法的准确性。随后研究EH-60L直升机前飞沙盲环境的桨叶磨损特性,并分析飞行速度对桨叶磨损的影响特性。直升机沙盲环境下,桨叶与沙云碰撞程度、桨叶磨损、旋翼磨损区域均随时间延长而显著增加,同时,受桨叶进入沙云时间更长、沙粒冲击速度更大、冲击角度更大的影响,桨尖磨损远高于桨叶内侧。此外,桨尖磨损和旋翼磨损区域随飞行速度增加而先增大后减小。 展开更多
关键词 桨叶磨损 直升机沙盲 磨损模型 离散单元法 碰撞模型
原文传递
军用飞机气动完整性研究 被引量：1
4
作者 张登成 何宇廷 +2 位作者 李哲 张腾 张艳华 《航空工程进展》 2025年第1期133-138,共6页
飞行器气动完整性可以综合地表征飞行器在服役(作战)使用过程中的气动质量特性,但针对军用飞机,目前仍未有可以综合表征其气动质量特性的指标。为此,首次提出军用飞机气动完整性的概念:军用飞机在作战使用过程中,气动外形能够保持完好,... 飞行器气动完整性可以综合地表征飞行器在服役(作战)使用过程中的气动质量特性,但针对军用飞机,目前仍未有可以综合表征其气动质量特性的指标。为此,首次提出军用飞机气动完整性的概念:军用飞机在作战使用过程中,气动外形能够保持完好,飞行性能、飞行品质及飞行控制满足并能保持规定要求的属性。介绍气动完整性概念的提出过程及其定义,讨论气动完整性的基本内涵和基本特性,阐明军用飞机气动完整性是飞机作战效能发挥的基础;介绍飞行器气动完整性的表征方法,分析军用飞机气动完整性的主要影响因素。本文引入军用飞机气动完整性这一新概念,可为我国军用飞机设计、制造、试验和保障的发展提供参考。 展开更多
关键词 军用飞机 气动完整性 作战完整性 概念 内涵 表征
在线阅读 下载PDF
六边形断面超高层建筑风荷载研究 被引量：2
5
作者 王磊 尹伊 +2 位作者 陈凯 唐意 郝玮 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期164-173,共10页
为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩... 为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩系数和平均阻力系数的经验公式。对于动力风荷载,分析了横风向荷载功率谱和均方根基底弯矩,建立了横风向广义风荷载功率谱和归一化均方根基底弯矩系数的经验公式。最后,基于多自由度气弹模型的风致振动试验结果,验证了经验公式的精确性。 展开更多
关键词 超高层建筑 六边形断面 风荷载 风洞试验
原文传递
动态失速及其实验方法与测量技术研究进展 被引量：1
6
作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
在线阅读 下载PDF
JF-22超高速风洞理论基础与关键技术
7
作者 姜宗林 韩桂来 +6 位作者 汪运鹏 刘云峰 苑朝凯 罗长童 王春 胡宗民 刘美宽 《航空学报》 北大核心 2025年第5期136-151,共16页
国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发... 国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发动机试验的风洞试验能力依然不足,国家自然科学基金委员会国家重大科研仪器项目支持的JF-22超高速风洞的研制成功是一个重大突破。首先,综述了高超声速风洞研发的需求背景,介绍了基于工程实际的4项基本需求。并针对热化学反应气体流动,论述了空气动力学试验模拟准则从“流动相似”到“飞行条件复现”变革的必要性。然后,阐述了爆轰驱动超高速激波风洞理论,由此建立的激波风洞关键技术,及其解决的工程问题。最后,总结了在这个理论基础上构建的JF-22超高速风洞技术体系及其达到的主要性能指标和风洞调试结果。这些风洞调试结果既是对爆轰驱动超高速激波风洞理论的验证,也是对JF-22超高速风洞技术体系的综合考核。JF-22超高速风洞的高流速、高总温、高总压特色及其宽速域与宽空域性能,对于开展吸气式高超声速发动机与天地往返可重复使用空天飞行器的研发,推动高温气体动力学科前沿的拓展具有重要意义。 展开更多
关键词 正向爆轰驱动 化学反应气体流动 超高速激波风洞 激波膨胀加速 吸气式高超声速发动机 空天飞行器
原文传递
极低风速标定系统设计与调试
8
作者 周廷波 张正科 +3 位作者 田永强 郗忠祥 张国彪 高超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期237-257,共21页
针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。... 针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计;设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统,并进行了调试。调试结果表明:速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%,达到设计指标0.003 m/s和0.4%,优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%(风洞类)、0.001 m/s和0.82%(探头运动型);温度控制最大误差为0.9℃,达到设计指标1℃;湿度控制误差为2.9%RH,达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定,标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s,满足标定精度设计指标0.03 m/s,处于国际风洞类标定装置误差范围0.018~0.03377 m/s内,接近国际探头运动型装置误差0.014 m/s;拟合曲线最大相对误差为5.214%,接近国际风洞类标定装置误差4%,接近国际探头运动型装置误差2.42%~15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s,接近国际风洞类标定装置不确定度0.014~0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。 展开更多
关键词 极低风速 标定系统 速度控制 温度控制 湿度控制 热线标定
原文传递
跨域飞行器结构与变构型设计技术进展与挑战
9
作者 朱继宏 韩嘉诚 +4 位作者 谷小军 张亚辉 王骏 侯杰 张卫红 《航空学报》 北大核心 2025年第18期270-301,共32页
跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同... 跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同变构型是其中的关键技术与必要手段。以变构型为主线,从与之相关的飞行器基础构型、变体方式、变体结构优化与热防护4个方面论述了实现跨域飞行的概念性路线,分析了现有研究对跨域飞行器设计提供的技术铺垫和参考价值,并综述了各自的技术进展与挑战。首先,介绍了几种有应用潜力的基础构型,对比了其气动性能、容积率等方面的差异;其次,按照机翼和头锥部位变体分类,分析了不同方案的结构设计和气动影响;接着,从提高变体结构变形、承载与防热性能的角度,介绍了系统布局优化、构件拓扑优化与材料-结构多尺度优化和被动、主动热防护结构设计;最后,总结了目前跨域飞行器结构与变构型设计工作仍面临的挑战与难题,展望了相关研究在未来的发展方向。 展开更多
关键词 跨域飞行器 变构型 结构优化 轻量化 热防护技术
原文传递
高超声速风洞稀薄流场转动温度和振动温度测量研究
10
作者 陈爱国 田颖 +4 位作者 王杰 杨彦广 李志辉 李中华 李震乾 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期46-53,共8页
稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给... 稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给出了在某风洞中开展的喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度测量结果。重复性测量结果表明:转动温度最大相对不确定度为0.26%,振动温度最大相对不确定度为0.8%;Ma=12和16锥形喷管出口截面上的转动温度与振动温度分布特征体现了锥形喷管膨胀流动的特点,而各喷管在3个不同状态的测量结果表明:随着稀薄度增加,振动温度与转动温度的偏差会越大,热力学非平衡现象也越突出。 展开更多
关键词 电子束荧光 稀薄流场 转动温度 振动温度 低密度风洞
在线阅读 下载PDF
气体质量引射对钝锥俯仰特性的影响
11
作者 梁彬 赵俊波 +4 位作者 付增良 周家检 周平 张石玉 孙玮琪 《航空学报》 北大核心 2025年第3期260-268,共9页
采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表... 采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表明:引射气体质量流量升高,产生较小量的低头力矩;引射作用耦合模型运动周期性变化时,模型俯仰动稳定性导数变化规律明显;引射流量保持恒定时模型俯仰动稳定性不变,结果与无引射作用时一致。 展开更多
关键词 钝锥 烧蚀 质量引射 动稳定性 风洞试验
原文传递
面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究
12
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
在线阅读 下载PDF
强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量
13
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
在线阅读 下载PDF
大型气动声学风洞轴流风扇气动与噪声特性数值评估
14
作者 刘沛清 陈阅 +3 位作者 张瑾 屈秋林 郭昊 马利川 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第10期1-11,共11页
本文对北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度气动声学风洞(aeroacoustic wind tunnel of Beihang University,BHAW)的风扇系统流场及声学性能进行了数值模拟,并采用CFD/ACTRAN混合方法评估了该风洞轴流风扇的气动噪声特性。该轴流风扇... 本文对北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度气动声学风洞(aeroacoustic wind tunnel of Beihang University,BHAW)的风扇系统流场及声学性能进行了数值模拟,并采用CFD/ACTRAN混合方法评估了该风洞轴流风扇的气动噪声特性。该轴流风扇基于任意涡流叶栅设计方法,任意涡流指数取0.85,并结合叶栅数据进行修正。最终设计由16片桨叶和7片反扭导流片组成。桨叶叶根区域采用GOE797翼型(相对厚度16%),叶尖区域采用GOE796翼型(相对厚度12%),反扭导流片统一采用C4翼型(相对厚度12%)。数值模拟结果与实验验证对比表明:在设计转速310 r/min下,风扇流量的模拟值与实测值相对误差小于2.3%,电机输出功率的相对误差小于4.6%,风扇增压模拟值为2364.9 Pa,与设计值误差为3.4%。流场分析表明,气流轴向性保持良好,全工况范围内无流动分离。声学评估结果显示,在风扇转速310 r/min、对应开口试验段最高风速80 m/s条件下,入口与出口10 m测点处的总声压级分别为124 dB与123 dB,基频82 Hz处的离散噪声分别为115 dB与113 dB,实现了低噪声设计目标。 展开更多
关键词 气动声学风洞 轴流风扇 气动噪声 数值模拟 任意涡流叶栅设计方法
在线阅读 下载PDF
大型气动声学风洞折线型集气口段流场特性数值研究与试验验证
15
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 马利川 郭昊 梁雯智 侯强中 张瑾 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第11期1-15,I0001,共16页
北京航空航天大学4 m×3 m大型全声衬低湍流度、低噪声气动声学风洞(Beihang University Acoustic Wind Tunnel,BHAW)主要用于大型飞机机体部件气动噪声机理与降噪技术研究。集气口段的几何外形和结构尺寸,对引导气流、降低流动冲... 北京航空航天大学4 m×3 m大型全声衬低湍流度、低噪声气动声学风洞(Beihang University Acoustic Wind Tunnel,BHAW)主要用于大型飞机机体部件气动噪声机理与降噪技术研究。集气口段的几何外形和结构尺寸,对引导气流、降低流动冲击及抑制低频脉动和噪声具有重要作用。本文在系统分析声学风洞试验段射流对不同集气口外形冲击与绕流特性的基础上,首次提出了一种折线集气口型,并通过三维数值模拟对其外形尺寸进行了优化。最终确定BHAW风洞集气口结构参数为:集气口末端截面积与试验段截面积之比为1.352,入口段水平直段长度与试验段长度之比约为10%,圆形唇口半径与试验段出口高度之比为0.085,单边收缩角为8°。数值模拟结果表明,当集气口段收缩角超过8°时,气流出现明显分离,且随着角度增大,分离区逐步扩展,冲击面积比线性增大。大涡模拟显示,折线型集气口的壁面压强脉动较小,主要涡结构为射流边界层的脱落涡,频率为13.3 Hz,相应的斯特劳哈尔数St为0.57。风洞测量结果表明:在闭口试验段风速35~100 m/s范围内,动压稳定性系数为0.00197~0.001,达到国军标先进指标η≤0.002要求;在开口试验段风速35~80 m/s范围内,动压稳定性系数为0.0048~0.0036,达到国军标合格指标η≤0.005要求,且为闭口试验段的2.4~3.6倍;在设计风速下,开口试验段模型区动压场系数分布|μi|≤0.5%,满足国军标合格指标要求,在闭口试验段模型区内|μi|≤0.2%,满足国军标先进指标要求;在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI风洞低1~0.6 dB。综上所述,折线型集气口设计方案合理可行,能够有效稳定试验段气流场,降低噪声和湍流度,具有较强的工程应用潜力。 展开更多
关键词 气动声学风洞 折线型集气口 数值模拟 流动稳定性 气动噪声
在线阅读 下载PDF
来流温度对气动热的影响及关联方法初步研究
16
作者 赵金山 张志刚 +6 位作者 石义雷 李维东 肖雨 陈挺 粟斯尧 王勇 廖军好 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期23-31,共9页
边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流... 边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流和湍流流态下气动热的主要影响参数;然后针对高超声速飞行器标模外形,在相同马赫数、雷诺数条件下,分别开展固定壁温/壁温比的数值模拟,对比分析了来流温度对气动热系数的影响规律;最后基于边界层近似解理论,分别针对层流和湍流流态建立了考虑当地边界层外缘参数影响的气动热关联换算方法,并在不同温度条件下,对量热完全气体假设下的气动热计算结果开展了关联换算。 展开更多
关键词 气动热环境 来流温度 无量纲 关联换算
在线阅读 下载PDF
最小熵增准则在激波/边界层干扰分析中的应用
17
作者 王成鹏 郝晨光 +7 位作者 李昊 薛龙生 焦运 吴思雨 马张煜 袁野 李伟俊 侯普晨 《航空学报》 北大核心 2025年第8期93-112,共20页
激波与边界层干扰(SWBLI)广泛存在于高速飞行器内外流场中,具有多尺度、非线性、非定常等特征,引起局部热流和压力的跃升,给流场品质及结构强度带来影响。详细探讨了激波与边界层干扰的波系结构特征与壁面压升规律,通过对几种典型场景... 激波与边界层干扰(SWBLI)广泛存在于高速飞行器内外流场中,具有多尺度、非线性、非定常等特征,引起局部热流和压力的跃升,给流场品质及结构强度带来影响。详细探讨了激波与边界层干扰的波系结构特征与壁面压升规律,通过对几种典型场景下的激波结构分析,加深对这类复杂流动的机理认识。首先,简述了无黏激波反射理论、自由干扰理论、最小黏性耗散准则等理论模型的研究进展;随后,对比了基于边界层结构与基于激波干扰结构的两种建模思想;最后,着重阐述了最小熵增准则在求解激波与边界层干扰复杂流动问题中的应用。结果表明:最小熵增准则(MEP)作为热力学第二定律的延伸,应用于含分离流动的复杂激波干扰流场时具有较大的优势,在激波结构、压升规律的分析和预测方面表现出与试验结果较好的一致性,为激波与边界层干扰相关的基础科学问题提供了新的解决思路。 展开更多
关键词 可压缩流 激波/激波干扰 激波/边界层干扰 最小熵增准则 流场结构分析
原文传递
转捩位置对尖锥静/动气动特性影响的数值模拟
18
作者 王新光 陈琦 +2 位作者 张毅锋 何琨 万钊 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第9期1-9,I0001,共10页
高速再入飞行器在进入临近空间时,随着雷诺数的增大会发生边界层转捩,改变飞行器的物面压力和摩阻分布,进而影响气动特性和操稳特性。轴对称飞行器由于迎风面和背风面的转捩发生位置不同形成的非对称转捩会产生诱导力和力矩,从而影响飞... 高速再入飞行器在进入临近空间时,随着雷诺数的增大会发生边界层转捩,改变飞行器的物面压力和摩阻分布,进而影响气动特性和操稳特性。轴对称飞行器由于迎风面和背风面的转捩发生位置不同形成的非对称转捩会产生诱导力和力矩,从而影响飞行器的静/动稳定性。本文基于高速数值模拟软件分析转捩对尖锥的静/动稳定性影响规律,通过给定圆锥壁面转捩位置,在其法向扩展构造出转捩控制面,实现了不同形状和位置的强制转捩模拟,强迫俯仰振动下的非定常流场数值模拟和分析结果表明:非对称转捩阵面会影响尖锥气动力/力矩的变化,随着转捩阵面后移,俯仰静稳定性降低,而动稳定性增强;边界层转捩诱导出压力和摩阻增量,在总附加力矩动导数中压力分量占主导。 展开更多
关键词 计算流体力学 转捩 静/动稳定性 圆锥 非定常流动 数值模拟
在线阅读 下载PDF
大空域变计算域数值方法研究
19
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
在线阅读 下载PDF
直升机着舰气动特性实验测控系统设计
20
作者 车兵辉 赵光银 +2 位作者 史喆羽 章贵川 彭先敏 《实验流体力学》 北大核心 2025年第5期121-127,共7页
舰船在海面上航行时会发生空间六自由度运动,对直升机着舰的气动特性和操控性能产生不利影响。为研究机舰耦合流场中直升机着舰气动特性,自主设计了模拟机舰耦合特性的风洞实验测控系统。该系统能实现舰船六自由度运动模拟、直升机模型... 舰船在海面上航行时会发生空间六自由度运动,对直升机着舰的气动特性和操控性能产生不利影响。为研究机舰耦合流场中直升机着舰气动特性,自主设计了模拟机舰耦合特性的风洞实验测控系统。该系统能实现舰船六自由度运动模拟、直升机模型载荷和转速监测采集、舰船姿态与直升机载荷同步采集。通过实验,得到不同工况下直升机模型载荷和舰船姿态数据:当舰船俯仰振荡时,由于桨盘与舰船甲板距离的周期性变化以及地面效应的影响,旋翼升力会以相同频率动态变化,并且存在相位滞后。结果表明,该测控系统成功实现了舰船运动时直升机着舰气动载荷与舰船姿态的同步测量,所获数据契合直升机空气动力学规律,完全满足实验要求,为直升机在机舰耦合复杂流场下的气动特性研究提供了关键技术支撑和数据依据。 展开更多
关键词 直升机 机舰耦合 气动特性 测控系统
在线阅读 下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 2 … 250 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部