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855篇文章
< 1 2 … 43 >
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：
爆轰波不稳定性的矢通量分析
1
作者 刘云峰 《气体物理》 2026年第1期74-87,共14页
爆轰波不稳定性是一直没有解决的爆轰基础理论问题。本研究首次提出了矢通量分析方法来解释爆轰波不稳定性机理。采用Euler方程和一步总包化学反应模型,对满足化学当量比的氢气/空气爆轰波的不稳定性开展了一维数值模拟,提取了每个时间... 爆轰波不稳定性是一直没有解决的爆轰基础理论问题。本研究首次提出了矢通量分析方法来解释爆轰波不稳定性机理。采用Euler方程和一步总包化学反应模型,对满足化学当量比的氢气/空气爆轰波的不稳定性开展了一维数值模拟,提取了每个时间步的矢通量进行分析。研究结果表明,爆轰波面上的激波和化学反应放热的矢通量形状为Λ形,而稀疏波的矢通量形状为负Λ形,在爆轰波的不稳定传播过程中,矢通量的大小发生量级变化。这3个矢通量的不同相位组合,是CJ爆轰波、弱不稳定爆轰波、周期性爆轰波、振荡爆轰波和过驱爆轰波等不同传播模态的物理机理。 展开更多
关键词 爆轰波 爆轰波不稳定性 非线性不稳定性 加热Euler系统 矢通量
在线阅读 下载PDF
关键参数对高速圆锥边界层来流慢声波扰动感受性的影响规律
2
作者 陈奕宁 李晨辉 +2 位作者 万兵兵 涂国华 陈坚强 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第1期30-38,共9页
边界层层流-湍流转捩预测是空气动力学与飞行器设计的研究热点。基于线性稳定性理论的e^(N)方法虽已应用于工程实践,但通常忽略了外界扰动激发边界层不稳定波的过程,理论上仍有不足。目前针对多参数影响的感受性规律尚缺乏系统研究。本... 边界层层流-湍流转捩预测是空气动力学与飞行器设计的研究热点。基于线性稳定性理论的e^(N)方法虽已应用于工程实践,但通常忽略了外界扰动激发边界层不稳定波的过程,理论上仍有不足。目前针对多参数影响的感受性规律尚缺乏系统研究。本文以高速圆锥边界层为研究对象,采用感受性数值模拟方法和稳定性理论分析方法,研究头部钝度、壁温、单位雷诺数、频率等关键参数对来流慢声波感受性的影响规律。研究发现,感受性系数整体上随钝度增加而减小,随壁温降低而增大,而受单位雷诺数变化影响不大。针对不同频率的来流扰动,在绝热壁或热壁条件下激发的边界层不稳定模态包括第一模态和第二模态,其中第一模态感受性系数比第二模态高1~2个量级以上。此外,在激发第一模态的频率范围内,感受性系数随频率增加而减小;在激发第二模态的频率范围内,感受性系数随频率的变化规律主要受钝度影响:小钝度时先减小后增大,中等钝度时单调递减,较大钝度时先增大后减小。 展开更多
关键词 感受性 圆锥 第一模态 第二模态 感受性系数 转捩 e^(N)方法
在线阅读 下载PDF
振动壁面对液滴碰撞动态行为的影响研究
3
作者 周鑫辉 王兆长 +3 位作者 郑楠 张国涛 涂德浴 童宝宏 《实验流体力学》 北大核心 2026年第1期56-67,共12页
液滴碰撞振动壁面的现象广泛存在于自然界和工业领域。壁面振动相位会影响壁面的速度与加速度,进而影响液滴碰撞后的动态特性。因此,研究不同振动相位对液滴碰撞振动壁面动态行为的影响具有重要意义。通过高速摄像实验,观测了液滴在不... 液滴碰撞振动壁面的现象广泛存在于自然界和工业领域。壁面振动相位会影响壁面的速度与加速度,进而影响液滴碰撞后的动态特性。因此,研究不同振动相位对液滴碰撞振动壁面动态行为的影响具有重要意义。通过高速摄像实验,观测了液滴在不同碰撞初始相位下碰撞振动壁面的过程,分析了不同振动工况下碰撞初始相位对液滴铺展和振荡特性的影响。结果表明:碰撞初始相位决定了壁面的相对位置和运动趋势;液滴铺展时间随碰撞初始相位的增大先增大后减小;最大铺展因子随碰撞初始相位的增大先减小后增大。对液滴振荡过程进行受力分析并结合振荡特性曲线发现:在90°碰撞初始相位下,液滴最大中心高度最大;碰撞初始相位对液滴稳定时间的影响较小。当壁面振幅增大时,液滴的铺展和振荡特性随碰撞初始相位变化的趋势基本不变;该变化趋势主要与振动频率有关。 展开更多
关键词 液滴碰撞 液滴动力学 振动壁面 实验研究
在线阅读 下载PDF
多种SST湍流模型对典型分离流动的预测性能
4
作者 李文浩 饶彩燕 +3 位作者 段毅 王丁 高原 张健 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第2期125-136,共12页
流动分离现象对飞行器表面附近的流场结构以及飞行器的整体性能有着至关重要的影响。基于驼峰流动以及跨声速凸包流动两种典型的分离流动,采用CFL3D求解器对航空航天工程领域常用的shear-stress transport(SST)湍流模型及其多种修正形... 流动分离现象对飞行器表面附近的流场结构以及飞行器的整体性能有着至关重要的影响。基于驼峰流动以及跨声速凸包流动两种典型的分离流动,采用CFL3D求解器对航空航天工程领域常用的shear-stress transport(SST)湍流模型及其多种修正形式的预测性能进行了评估与分析。通过将平均流场与湍流场的模拟结果分别与高精度实验及大涡模拟数据进行对比,发现:由于低估分离区剪切层中的湍流生成,SST模型在相应区域预测的湍流掺混强度不足,常常会过大地估计二维分离区的范围。在SST模型基础上考虑旋转/流线曲率因素的修正形式未取得明显的改善效果;考虑湍流各向异性的修正形式虽然提高了对雷诺应力的预测精度,但未能有效改善对平均流场的预测性能;相比之下,引入分离流动修正则可通过增大分离区剪切层的湍流生成来增强湍流掺混,从而显著减小分离区的范围。进一步地,通过结合分离流动修正与湍流各向异性修正,可以明显改善对平均流场与湍流场的预测精度。本文研究可对工程仿真计算中湍流模型的选取和进一步改进提供指导。 展开更多
关键词 流动分离 雷诺平均模拟 SST湍流模型 流场预测 修正模型 数值模拟
在线阅读 下载PDF
面向混合单元动网格计算的雅可比弹簧法
5
作者 杨帆 杨梦瑶 +3 位作者 江中正 陈丽华 李旭东 陈伟芳 《宇航学报》 北大核心 2025年第3期519-531,共13页
作为最常用的动网格变形方法之一,弹簧法被广泛应用于变体飞行器的变形、气动弹性、多体分离等非定常工程问题的计算。常用的弹簧法刚度系数由线弹簧刚度和扭转弹簧刚度线性叠加组成,但当网格几何尺寸较小时,扭转弹簧刚度远小于线弹簧刚... 作为最常用的动网格变形方法之一,弹簧法被广泛应用于变体飞行器的变形、气动弹性、多体分离等非定常工程问题的计算。常用的弹簧法刚度系数由线弹簧刚度和扭转弹簧刚度线性叠加组成,但当网格几何尺寸较小时,扭转弹簧刚度远小于线弹簧刚度,导致计算时会忽略扭转弹簧刚度对网格变形能力的影响。此外,扭转弹簧刚度公式包含网格面三角形顶角参数,只适用于三角形网格面,无法适用于包含四边形网格面的混合网格变形计算。为了兼顾动网格变形能力的鲁棒性和多种混合网格单元的适配性,引入雅可比参数替代原来扭转弹簧刚度系数中的三角形网格面顶角正弦值,并采用均值不等式改进雅可比参数计算公式,增大狭长网格单元的刚度,从而增强网格变形量分布的合理性以及减少网格边长度不均匀性对网格变形的影响。进一步改进线弹簧和扭转弹簧的组合刚度系数计算公式,以避免在网格几何尺寸较小的条件下忽略扭转弹簧刚度对动网格变形能力的影响。通过改进传统弹簧法提出雅可比弹簧法,并对矩形平动、翼形转动、DLR-F4机翼变形和半球头部变形进行了计算。计算结果表明:相比传统弹簧法,改进后的动网格弹簧方法能够用于混合网格变形计算,并有效提高了变形能力和变形后的网格质量。 展开更多
关键词 动网格 网格变形 混合网格 弹簧法 雅可比法
在线阅读 下载PDF
薄壁截锥壳静气动弹性响应分岔研究
6
作者 石乔木 石先杰 +1 位作者 李鹏 张德春 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期51-59,I0001,共10页
为探究薄壳结构的气动弹性失稳问题,设计和完成了低速轴向气流中薄壁截锥壳结构的静气动弹性响应风洞实验。实验中观测到截锥壳出现了显著的非线性响应行为:随着风速的连续变化,结构呈现典型的5瓣式小幅变形向4瓣式大幅变形的突跳现象... 为探究薄壳结构的气动弹性失稳问题,设计和完成了低速轴向气流中薄壁截锥壳结构的静气动弹性响应风洞实验。实验中观测到截锥壳出现了显著的非线性响应行为:随着风速的连续变化,结构呈现典型的5瓣式小幅变形向4瓣式大幅变形的突跳现象。为揭示系统出现这种非线性响应的分岔机理,基于非线性壳体变形理论,提出了截锥壳稳态气动力的简化计算模型,计算和重现了系统响应分岔过程,准确捕捉到了分岔的临界风速。结果表明,考虑结构非线性时,系统响应分岔的临界风速(非线性失稳风速)低于线性系统的失稳临界风速;系统在升、降速阶段会呈现不同的响应路径,具有复杂的全局分岔行为,这本质上是轴向稳态气流“冲击”壳体所诱发的结构非线性屈曲问题。本文研究为薄壁结构的气动弹性设计提供了重要的理论依据。 展开更多
关键词 低速轴向气流 薄壁截锥壳 响应分岔 非线性屈曲 风洞实验
在线阅读 下载PDF
航空发动机试验舱进气整流系统设计及数值验证
7
作者 白冰 邵钰杰 +7 位作者 韩潇 龚洁 吕世增 赵月帅 杨波 李国华 张立明 富钰 《航天器环境工程》 2025年第2期136-143,共8页
航空发动机试验舱的气动特性影响发动机性能评估准确性。为提高某型航空发动机试验舱的流场均匀性,文章针对试验舱前舱的扩压段和稳压段,设计了4套不同的整流系统组合方案,包括折流板、锥形多孔板、平面多孔板、蜂窝器和阻尼网等元素。... 航空发动机试验舱的气动特性影响发动机性能评估准确性。为提高某型航空发动机试验舱的流场均匀性,文章针对试验舱前舱的扩压段和稳压段,设计了4套不同的整流系统组合方案,包括折流板、锥形多孔板、平面多孔板、蜂窝器和阻尼网等元素。应用计算流体动力学(CFD)方法对各个方案的前舱、来流管道及来流阀门的流场进行计算。结果表明,来流管道中的阀门对来流流场造成了一定影响,导致进入前舱的气流不均匀;折流板和锥形多孔板减小了气流的掺混作用,对不均匀来流试验舱的整流效果有限;而多层平面多孔板在不均匀来流试验舱的整流方面表现更为优异。以上研究结果可为试验舱整流系统的设计提供参考。 展开更多
关键词 航空发动机 试验舱 进气整流 计算流体动力学 数值研究
在线阅读 下载PDF
跨介质飞行器旋翼近水面气动干扰机理建模与研究
8
作者 詹祺 徐尤松 王潇 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第12期31-41,I0001,共12页
与常规旋翼飞行器不同,跨介质旋翼飞行器具备空中和水下运行能力,其在水面跨越过程中易受近水面效应影响。忽视该效应可能导致其系统动力学模型失真,增加控制器设计难度,甚至引发跨介质失败。传统地面效应理论在估算近水面旋翼升力时,... 与常规旋翼飞行器不同,跨介质旋翼飞行器具备空中和水下运行能力,其在水面跨越过程中易受近水面效应影响。忽视该效应可能导致其系统动力学模型失真,增加控制器设计难度,甚至引发跨介质失败。传统地面效应理论在估算近水面旋翼升力时,存在精度不足的问题。本研究基于势流理论,探讨近水面效应下旋翼的气动特性,建立考虑近水面干扰的旋翼气动模型,并引入拉普拉斯定律进行修正。设置多组不同的旋翼距离水面高度和油门大小,将这些工况下的模型预测结果与试验结果作对比,验证了该模型在预测性能上的优势,并基于均方根误差量化了预测结果。研究结果显示,近水面效应下旋翼升力有所增加,但增幅小于地面效应,且高转速下近水面效应对升力的增益效果有所减弱,具体表现为升力损失比达到5%~44%。本文建立的旋翼气动模型及修正方法无论是在地面效应,还是在近水面效应中,对旋翼升力的预测精度都有较大的提升。对于小/中尺寸旋翼,其平均预测误差降低了60%~80%。 展开更多
关键词 跨介质飞行器 旋翼 近水面效应 势流理论 地面效应
在线阅读 下载PDF
压气机内部高强声波特征与产生机理仿真
9
作者 孙鑫宇 赵奉同 +3 位作者 崔勃 杨明绥 许志远 栾孝驰 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期22-29,共8页
航空发动机压气机内部高强噪声是引起叶片振动的重要因素。高压压气机内部噪声测试试验数据证明,转子叶片振动与噪声信号表现为较好的一致性。为了深入探讨压气机内部高强声波产生机理,建立了矩形管道内置平板叶栅模型,并采用大涡模拟和... 航空发动机压气机内部高强噪声是引起叶片振动的重要因素。高压压气机内部噪声测试试验数据证明,转子叶片振动与噪声信号表现为较好的一致性。为了深入探讨压气机内部高强声波产生机理,建立了矩形管道内置平板叶栅模型,并采用大涡模拟和Lighthill声类比方法进行数值仿真计算。通过改变平板叶栅的弦厚比和平板间距分析脱落涡的演化规律,探究管道内部的声共振典型特征和发生机理。结果表明:随着平板弦厚比的减小,诱发声共振的流速和管道内的声模态频率逐渐提高;串联平板的间距越大,管道内的声模态频率越高,频率范围为590~620 Hz;在共振时声压级超过160 dB时,管道内部声共振模态以β模态为主。 展开更多
关键词 平板叶栅 声共振 旋涡尾迹 特征频率 噪声 压气机 航空发动机
在线阅读 下载PDF
高超声速边界层转捩研究进展与挑战
10
作者 戴梧叶 孙泓朴 +1 位作者 吴宁宁 许灵芝 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期173-188,共16页
对风洞试验、飞行试验、e^(N)方法、转捩模式以及转捩准则等常用的高超声速飞行器转捩研究方法及手段进行了介绍,并指出了这些方法在感受性原理以及转捩判据方面的改进。在此基础上,针对压缩拐角、后掠前缘、后掠翼舵面三类典型构型的... 对风洞试验、飞行试验、e^(N)方法、转捩模式以及转捩准则等常用的高超声速飞行器转捩研究方法及手段进行了介绍,并指出了这些方法在感受性原理以及转捩判据方面的改进。在此基础上,针对压缩拐角、后掠前缘、后掠翼舵面三类典型构型的高超声速转捩特性进行了详细分析,梳理出在Görtler涡增长机理以及横流不稳定性研究方面的关键问题。指出需要在加深转捩机制认知的基础上,提高静音风洞模拟能力与CFD模拟准确度来满足工程对边界层转捩预测的需求。 展开更多
关键词 边界层转捩 高超声速 压缩拐角 后掠前缘 后掠翼舵面
原文传递
双时间步长加权ENO-强紧致高分辨率格式及在叶轮机械非定常流动中的应用 被引量：9
11
作者 王保国 刘淑艳 +2 位作者 张雅 纪秀玲 靳艳梅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期534-539,共6页
在非结构网格下,针对非定常三维N-S方程组发展了一种双时间步长高精度快速迭代格式。该格式在时间上具有二阶精度,在空间上将r=3的加权ENO格式与强紧致格式相结合去处理N-S方程中的对流项以及离散方程的右端项,并用四阶精度的紧致格式... 在非结构网格下,针对非定常三维N-S方程组发展了一种双时间步长高精度快速迭代格式。该格式在时间上具有二阶精度,在空间上将r=3的加权ENO格式与强紧致格式相结合去处理N-S方程中的对流项以及离散方程的右端项,并用四阶精度的紧致格式去计算N-S方程中的粘性项。典型的3个算例从不同侧面对格式进行了考核。计算表明:该算法具有高效率与高分辨率的特征,所得的计算结果与相关实验数据比较吻合,初步表明了该算法可以在非结构网格下模拟非定常流动的物理过程。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 非结构网格 加权ENO格式 强紧致格式 双时间步迭代格式 N—S数值解
在线阅读 下载PDF
适合于柔性结构扑翼飞行器的空间非定常涡格法 被引量：9
12
作者 余春锦 昂海松 +2 位作者 陈青 张敏 张莉 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期451-455,共5页
推导了新的基于空间非定常涡格法的扑翼飞行器升力和推力的计算公式,然后分析了瞬时形状速度对它们的影响。与实验结果的对照表明,基于向量分析、考虑了飞行中的诱导阻力因素的新公式可以有效地估算升力和推力。由于结构的柔性使扑翼在... 推导了新的基于空间非定常涡格法的扑翼飞行器升力和推力的计算公式,然后分析了瞬时形状速度对它们的影响。与实验结果的对照表明,基于向量分析、考虑了飞行中的诱导阻力因素的新公式可以有效地估算升力和推力。由于结构的柔性使扑翼在扑动过程中存在变形,本文考虑了空间涡格法中扑翼的/ηt对气动力的影响,提出了/ηt的表达式,使之更接近真实扑动情况,并计算了其对扑翼飞行器升力和推力的影响。通过计算发现,升力系数和推力系数的正峰值和负峰值随/ηt增大而增大,平均升力和平均推力也随/ηt增大而增大,表明可以通过改变结构参数达到改善气动性能的目的,对扑翼飞行器的研制有一定的指导作用。 展开更多
关键词 扑翼 非定常涡格法 柔性结构 扑翼飞行器升力和推力
在线阅读 下载PDF
绕轴旋转翼型结冰分布的结冰风洞试验研究 被引量：6
13
作者 李岩 王绍龙 +2 位作者 冯放 郭文峰 田川公太朗 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期545-553,共9页
为研究风力机叶片翼型在旋转状态下的结冰分布规律,本文基于利用自然低温的结冰风洞试验系统,对NACA0018翼型和S809翼型进行了绕轴旋转叶片结冰风洞试验,建立了不规则冰形评价方法,对比分析了转速、结冰时间、翼型等参数对叶片翼型结冰... 为研究风力机叶片翼型在旋转状态下的结冰分布规律,本文基于利用自然低温的结冰风洞试验系统,对NACA0018翼型和S809翼型进行了绕轴旋转叶片结冰风洞试验,建立了不规则冰形评价方法,对比分析了转速、结冰时间、翼型等参数对叶片翼型结冰分布的影响。试验结果表明:本试验系统具有较好的可重复性,可适用于旋转叶片翼型结冰特性研究;转速对叶片翼型结冰形式影响显著,而结冰时间对其影响不大,但会使结冰量增加;对称翼型与非对称翼型间结冰存在较明显区别,非对称翼型结冰会出现前缘结冰和尾缘结冰同时存在的情况。对于各结冰特征量,无因次结冰面积及无因次结冰驻点厚度随结冰时间增加呈线性增长,但其他特征量随时间变化较小;转速对各结冰特征量有显著影响;对于非对称翼型在一定工况下会出现两个结冰区域,需要增加额外的特征量来描述结冰特征。 展开更多
关键词 风力机 翼型 结冰 绕轴旋转 结冰风洞试验 结冰分布
在线阅读 下载PDF
光腔与扩压器的一体化优化数值模拟 被引量：7
14
作者 符澄 彭强 +2 位作者 刘卫红 郑娟 黄知龙 《强激光与粒子束》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期13-17,共5页
采用数值模拟方法对化学氧碘化学激光器光腔通道、超声速扩压器一体化方案的优化展开研究,对扩压器的角度、构型、背压等参数对扩压性能的影响以及对光腔内流场的影响进行计算和分析。研究结果表明:传统的直接扩散型以及平直段+扩散段... 采用数值模拟方法对化学氧碘化学激光器光腔通道、超声速扩压器一体化方案的优化展开研究,对扩压器的角度、构型、背压等参数对扩压性能的影响以及对光腔内流场的影响进行计算和分析。研究结果表明:传统的直接扩散型以及平直段+扩散段型的超声速扩压器,抵抗背压影响的能力较弱,且光腔出口处静压急剧升高,影响了光腔内的流场;通过在平直段+扩散段型的超声速扩压器的平直段部分,插入数片楔形体,可以将扩压器的工作背压提升33%以上,且可以有效地隔绝扩压器对光腔内流场的不利影响,从而使光腔下游的逆压梯度大大降低;同时,由于缩短了扩压器的长度,扩压器的总压损失明显降低,冷流状态下的总压恢复系数达到0.484。 展开更多
关键词 化学氧碘化学激光器 超声速扩压器 光腔 性能优化 数值模拟
在线阅读 下载PDF
离心泵启动过程的涡动力学诊断 被引量：10
15
作者 李志峰 王乐勤 +1 位作者 戴维平 吴大转 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期48-51,共4页
在离心泵启动过程内部流动数值模拟的基础上进一步深入分析瞬态流动结构,研究启动过程中泵内能量分布的合理性及其对瞬态特性的影响,采用涡动力学方法对启动过程瞬态流场分布进行诊断。分别采用过流断面总压流分布和边界涡量流的轴向分... 在离心泵启动过程内部流动数值模拟的基础上进一步深入分析瞬态流动结构,研究启动过程中泵内能量分布的合理性及其对瞬态特性的影响,采用涡动力学方法对启动过程瞬态流场分布进行诊断。分别采用过流断面总压流分布和边界涡量流的轴向分量分布表征流体能量变化和叶轮局部对流体做功的效应。并用过流断面总压流的值来分析叶轮机械能与流体能量的转化情况。本文给出了针对泵内非定常流场的诊断过程,并为泵启动过程的控制和优化提供参考和依据。 展开更多
关键词 离心泵 启动 非定常 涡动力学 流动诊断
原文传递
蜻蜓非对称扑动时的气动特性 被引量：10
16
作者 张锐 周超英 +1 位作者 汪超 谢鹏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期101-113,共13页
蜻蜓等昆虫作为飞行领域的佼佼者具有优异的机动性能,然而基于仿生学研制的微型扑翼飞行器在机动性能方面却远不如昆虫。为研究昆虫机动飞行时的气动特性,采用有限体积法(FVM)对蜻蜓左右两侧翅膀非对称扑动时的三维气动力及力矩进行了... 蜻蜓等昆虫作为飞行领域的佼佼者具有优异的机动性能,然而基于仿生学研制的微型扑翼飞行器在机动性能方面却远不如昆虫。为研究昆虫机动飞行时的气动特性,采用有限体积法(FVM)对蜻蜓左右两侧翅膀非对称扑动时的三维气动力及力矩进行了数值计算,并对不同扑动幅值下蜻蜓的整体气动性能以及每一个翅膀的气动性能、压力分布及流场结构进行了系统分析。结果表明:仅需增加某侧两翅的扑动幅值即可实现向另一侧的机动飞行;相比后翅,扑动幅值对前翅的升推力、滚转及偏航力矩影响较大,而对侧向力的影响较小;扑动幅值对翅膀的瞬时阻力、侧向力、偏航及俯仰力矩在整个扑动周期内均产生了明显影响,而对瞬时升力和滚转力矩的影响则集中在下扑阶段;扑动幅值改变了翅膀前缘涡、尾涡的强度及上下表面的压力差,在下扑阶段,翅膀和蜻蜓对称面有个相对倾角,气动合力产生了较大的侧向力,而上扑阶段,翅膀几乎垂直对称面,产生的侧向力较小。以上结果对于仿生扑翼飞行器的控制及气动设计具有一定指导意义。 展开更多
关键词 蜻蜓 非对称扑动 气动特性 侧向力 扑动幅值 三维气动力矩
原文传递
受限空间内空心锥形喷雾-横流掺混规律 被引量：11
17
作者 张海滨 白博峰 +1 位作者 刘利 孙慧娟 《化工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期1354-1359,共6页
在自建的冷态横流-旋流喷雾两相掺混系统实验台上,采用PIV测量了掺混通道内气液两相掺混过程中液滴群的运动特性,获得了掺混流场中不同位置的液滴分布图像与流场结构特性。实验段结构为方腔(横截面尺寸为95mm×95mm),喷嘴采用空心... 在自建的冷态横流-旋流喷雾两相掺混系统实验台上,采用PIV测量了掺混通道内气液两相掺混过程中液滴群的运动特性,获得了掺混流场中不同位置的液滴分布图像与流场结构特性。实验段结构为方腔(横截面尺寸为95mm×95mm),喷嘴采用空心锥形雾化喷嘴。对影响掺混效果的主要参数(横流速度、喷嘴雾化压力、喷嘴雾化粒径)进行了详细研究,绘出了最佳掺混效果下各参数关系曲线。掺混过程主要受不同尺度的旋涡结构影响,液滴多富集于旋涡边缘,稳定的大尺度涡不利于掺混。提高掺混效果的途径即是避免流场中出现稳定的大尺度旋涡结构,采用喷嘴前倾布置、增加喷嘴个数、确定合适的横流速度均是提高掺混效果的有效途径。分析方法与研究结果为工程实际应用中掺混室结构的设计及掺混性能的改进提供了依据和参考。 展开更多
关键词 掺混 液滴分布 旋涡结构 PIV
在线阅读 下载PDF
平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响 被引量：13
18
作者 徐忠达 苏媛 曹义华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期1563-1571,共9页
建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证。以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通... 建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证。以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响。结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15%,升降舵效率可降低20%,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁。 展开更多
关键词 飞机 平尾积冰 最大似然估计 气动参数 参数辨识
原文传递
多孔介质方腔自然对流的直接数值模拟 被引量：15
19
作者 陈凯 余钊圣 邵雪明 《浙江大学学报（工学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期549-554,共6页
为了研究多孔介质方腔的自然对流传热,通过在方腔内布置固体颗粒的方式来模拟多孔介质结构,并采用虚拟区域方法求解多孔介质中的流场和温度场,分析了固体颗粒的数目、布置方式和形状对传热效率的影响.在高Rayleigh数下,多孔介质方腔自... 为了研究多孔介质方腔的自然对流传热,通过在方腔内布置固体颗粒的方式来模拟多孔介质结构,并采用虚拟区域方法求解多孔介质中的流场和温度场,分析了固体颗粒的数目、布置方式和形状对传热效率的影响.在高Rayleigh数下,多孔介质方腔自然对流的传热主要是通过壁面附近热对流产生的环流.通过直接数值模拟研究发现:当保持Rayleigh数和固体体积分数不变时,随着模拟多孔介质的颗粒数目的增加,壁面平均Nusselt数随之减小,即传热效率降低,进一步的流场分析表明规则排列时最外排颗粒到壁面距离对于传热效率有重要的影响;当固体颗粒数目和体积分数相同时,颗粒随机布置在高Rayleigh数时比颗粒规则布置有更高的传热效率,而颗粒形状对于传热效率的影响则不大. 展开更多
关键词 虚拟区域法 直接数值模拟 方腔 自然对流 多孔介质
在线阅读 下载PDF
大跨度桥梁空间脉动风场的计算机模拟 被引量：28
20
作者 丁泉顺 陈艾荣 项海帆 《力学季刊》 CSCD 北大核心 2006年第2期184-189,共6页
针对现有Deodatis方法模拟大跨度桥梁空间脉动风场中存在的计算量问题,通过对谱分解矩阵引入插值近似,减少谱分解的次数,从而提高该谐波合成法的计算效率,并节省内存花费,实现了对三维空间脉动风场的有效模拟。改进方法模拟的脉动风速... 针对现有Deodatis方法模拟大跨度桥梁空间脉动风场中存在的计算量问题,通过对谱分解矩阵引入插值近似,减少谱分解的次数,从而提高该谐波合成法的计算效率,并节省内存花费,实现了对三维空间脉动风场的有效模拟。改进方法模拟的脉动风速样本仍保持各态历经性,且逐渐收敛到目标功率谱。用改进的Deodatis方法模拟了润扬长江悬索桥桥面主梁上作用的纵向脉动风速。结果表明,该改进措施对Deodatis方法的应用效果非常明显,改进的Deodatis方法模拟脉动风速样本的相关函数与目标相关函数均吻合良好。尽管改进后的Deo-datis方法对谱分解矩阵采用了插值近似,但模拟的随机风速样本仍具有很好的精度。 展开更多
关键词 脉动风场 计算机模拟 谐波合成法 Deodatis模拟方法
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 … 43 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部