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重气体介质的等熵流动特性 被引量：1
1
作者 刘永平 寇西平 +2 位作者 查俊 余立 路波 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期83-91,共9页
为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素,在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应,基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明:在较高的总温... 为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素,在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应,基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明:在较高的总温状态下重气体四氟乙烷(R-134a)和六氟化硫(SF_(6))的气体压缩因子Z接近1,定总温总压下在来流马赫数0.3~1.3的亚跨声速范围内比热比γ基本恒定,能够将重气体视作量热完全气体,视为量热完全气体所导致的马赫数计算偏差小于0.3%,满足风洞马赫数控制的要求。从翼型高速绕流的角度,重气体与空气等熵流流场参数的分析表明流场静温的较大差异将引起重气体与空气风洞试验数据的偏差,进而需要对重气体下获得的试验数据进行相应转化,该研究为后续重气体介质中飞行器气动特性研究及气动数据修正方法的发展提供了基础支持。 展开更多
关键词 重气体介质 真实气体效应 等熵流动 风洞 马赫数控制
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重气体风洞试验数据修正方法综述
2
作者 刘永平 夏洪亚 +3 位作者 路波 查俊 余立 寇西平 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期347-360,共14页
全面综述了重气体风洞试验数据修正方法,深入探讨了重气体介质在气动弹性试验中的独特优势及其对气动特性的影响。重气体介质由于其高密度和低声速特性,在设计气动弹性动力学相似风洞模型和开展颤振试验方面具有显著优势。然而,与空气相... 全面综述了重气体风洞试验数据修正方法,深入探讨了重气体介质在气动弹性试验中的独特优势及其对气动特性的影响。重气体介质由于其高密度和低声速特性,在设计气动弹性动力学相似风洞模型和开展颤振试验方面具有显著优势。然而,与空气相比,重气体介质的热力学特性差异对气动特性产生显著影响,这要求必须对试验数据进行适当的修正以确保其在空气中的适用性。从理论和试验两个角度出发,对比分析了跨声速相似律和面积相似律两种主要的修正方法,结果表明:跨声速相似律在修正气动特性时更为有效。此外,将跨声速相似原理应用于重气体介质颤振试验数据修正,在刚体二自由度机翼状态下修正效果较好,对于柔性多自由度机翼修正效果差。通过深入分析跨声速相似原理的理论基础,揭示了在特定条件下颤振数据修正方法的局限性。研究结果为重气体介质试验数据的准确修正提供了理论依据。 展开更多
关键词 颤振试验 重气体介质 热力学特性 相似律 试验数据相关性
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重气体介质中气动特性的相关性修正
3
作者 刘永平 查俊 +3 位作者 胡哲 寇西平 余立 路波 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期351-358,共8页
以超临界翼型RAE2822和CHN-T2标模为研究对象,用CFD方法计算了其在重气体介质和空气中的定常跨声速气动特性,基于跨声速相似律和临界比热比将重气体介质中的气动数据转换到等效空气介质下的数据。结果表明:修正后两种介质中物面压力分... 以超临界翼型RAE2822和CHN-T2标模为研究对象,用CFD方法计算了其在重气体介质和空气中的定常跨声速气动特性,基于跨声速相似律和临界比热比将重气体介质中的气动数据转换到等效空气介质下的数据。结果表明:修正后两种介质中物面压力分布吻合性较好,对于颤振试验所关心的小迎角范围内的升力系数曲线和俯仰力矩系数曲线的斜率,经过相似性修正后重气体介质中所得的斜率值与空气介质中的相差不超过2%,满足颤振试验的要求。 展开更多
关键词 重气体介质 气动特性 跨声速相似律 相似性转换 颤振试验
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基于深度度量学习的导弹气动系数预测
4
作者 刘林 杨春明 +1 位作者 蔺佳哲 向宏辉 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期950-959,共10页
传统多输出深度神经网络在导弹气动性能系数预测任务中,通常采用均方误差(Mean square error,MSE)和平均绝对误差(Mean absolute error,MAE)来训练网络,但在小样本及无物理方程约束的情况下,MSE与MAE对导弹性能系数之间的约束和不同导... 传统多输出深度神经网络在导弹气动性能系数预测任务中,通常采用均方误差(Mean square error,MSE)和平均绝对误差(Mean absolute error,MAE)来训练网络,但在小样本及无物理方程约束的情况下,MSE与MAE对导弹性能系数之间的约束和不同导弹样本之间的区分就会降低。针对该问题,提出一种基于深度度量学习的K最近邻大边距损失函数(K-nearest neighbor large margin,KNNLM),它通过边距约束将大差异输出样本推开,拉近相近输出样本,以此来解决样本及样本间的约束区分问题。以导弹气动外形及工况参数作为输入,4种气动系数作为输出,在反向传播神经网络(Backpropagation neural network,BPNN)和多任务学习神经网络(Multi-task learning neural network,MTLNN)中分别采用MSE、MAE、KNNLM进行实验对比,实验结果表明:KNNLM在BPNN和MTLNN中的精度相比于MSE和MAE最大能够提升14.44%和16.35%,最少提升3.72%。KNNLM能够在少样本及无物理知识约束的情况下,能更好地对导弹样本进行约束区分,使深度神经网络模型的预测精度更高,且鲁棒性更强。 展开更多
关键词 深度度量学习 导弹 气动性能预测 K最近邻大边距 多输出
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横风下风阻制动板对高速列车气动性能影响的仿真分析 被引量：2
5
作者 晋永荣 田春 陈晓丽 《城市轨道交通研究》 北大核心 2024年第10期81-86,共6页
[目的]随着列车运行速度的提高,采用多种制动方式成为高速列车紧急安全制动的有力保障,风阻制动作为轮轨黏着制动的补充而广受关注。风阻制动板安装后,将影响列车的流线型,在横风条件下甚至会影响列车运行安全。为保证列车在大风环境下... [目的]随着列车运行速度的提高,采用多种制动方式成为高速列车紧急安全制动的有力保障,风阻制动作为轮轨黏着制动的补充而广受关注。风阻制动板安装后,将影响列车的流线型,在横风条件下甚至会影响列车运行安全。为保证列车在大风环境下的行车安全和制动性能,需要对横风下不同制动板形式对列车气动性能的影响规律进行深入研究。[方法]采用三维、定常、不可压缩N-S方程和k-ε两方程湍流模型,开展有无横风和不同制动板高度对高速列车流场规律和气动力的影响研究。[结果及结论]仿真研究结果表明,横风下列车车身和制动板的气动阻力沿车身方向递增,横向力则递减,当制动板高度从0.5 m提高到1.0 m时,制动板阻力占总阻力的比例从54.89%提高到69.92%,最高达到56 kN;制动板横向力占整体横向力的比例小于1%,不同高度制动板对列车整体横向力的影响较小;制动板对来流有一定的滞止作用,距离较近的制动板存在流场相互干扰;制动板对于横向力的影响较小。通过制动板的前期设计,风阻制动足以成为列车制动的有效方案,且对列车的运行稳定性影响较小。 展开更多
关键词 高速列车 风阻制动板 气动力 流场特性 数值模拟
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非惯性系下碳纤维轴-钛合金膜盘联轴器动力学特性仿真
6
作者 李恩国 于印鑫 许刘爽 《航空发动机》 北大核心 2024年第6期88-93,共6页
针对具有加大跨度和不对中工况的高速转轴的需求,以TC4钛合金膜盘和CF碳纤维轴组成的碳纤维轴-钛合金膜盘联轴器这一新型挠性联轴器为研究对象,基于非惯性系下的弯-摆-轴耦合力学模型,采用Runge-Kutta法对联轴器模态和动态响应进行求解... 针对具有加大跨度和不对中工况的高速转轴的需求,以TC4钛合金膜盘和CF碳纤维轴组成的碳纤维轴-钛合金膜盘联轴器这一新型挠性联轴器为研究对象,基于非惯性系下的弯-摆-轴耦合力学模型,采用Runge-Kutta法对联轴器模态和动态响应进行求解,讨论了中间轴跨度、材料和安装平台的横向旋转对其动力学特性的影响。结果表明:膜盘联轴器安装平台存在转动速度和加速度时,转子系统会产生附加刚度矩阵和阻尼矩阵,引起轴向和径向的耦合振动,在轴向刚度相对与径向刚度较小时,必须考虑平台运动对轴向振动的影响;中间轴跨度每增大100mm会导致各阶固有频率降低约7%,共振响应峰值增大;而中间轴采用碳纤维材料可以明显提高各阶固有频率并减小振动响应峰值;平台的横向旋转在提高共振响应频率的同时也会导致联轴器整体振动偏离静平衡位置,偏移量随中间轴跨度和材料的不同而变化。 展开更多
关键词 膜盘联轴器 碳纤维 钛合金 非惯性系 耦合振动
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高负荷压气机叶栅分离结构及其等离子体流动控制 被引量：34
7
作者 赵小虎 吴云 +1 位作者 李应红 赵勤 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期208-219,共12页
为揭示高负荷压气机叶栅内部流动损失的产生机理和分布规律以及等离子体气动激励的作用机制,利用拓扑分析和数值计算方法,从计算模型的建立与验证、基准流场的分离结构和等离子体流动控制3个方面展开研究;对总压损失系数分布、拓扑结构... 为揭示高负荷压气机叶栅内部流动损失的产生机理和分布规律以及等离子体气动激励的作用机制,利用拓扑分析和数值计算方法,从计算模型的建立与验证、基准流场的分离结构和等离子体流动控制3个方面展开研究;对总压损失系数分布、拓扑结构和表面流谱与空间流线分布以及旋涡结构进行分析,并开展了激励方式的优化分析。结果表明:随着攻角的增大,固壁面拓扑结构增加了3对奇点,吸力面流向激励改变了固壁面拓扑结构。当攻角为2°时,在吸力面拓扑结构中产生了一对奇点,打断了角区分离线,并引入了一条回流再附线。叶栅流道内部有5个主要涡系,尾缘径向对涡促进流体的展向流动,并成为吸力面倒流的主要组成部分;角涡是一个独立的涡系,其强度和尺度不受等离子体气动激励的影响。吸力面流向激励可以改善叶中流场,但对角区流动作用很小;端壁横向激励可以降低角区流动损失,对叶中流场作用有限;吸力面流向与端壁横向组合激励在整个叶高范围内均可以显著抑制流动分离;端壁横向流动对角区流动分离结构的影响大于吸力面附面层的分离。吸力面流向激励的优化明显降低,而端壁横向激励和组合激励的优化保持并增强了等离子体流动的控制效果。 展开更多
关键词 叶栅 等离子体流动控制 拓扑 优化 旋涡 奇点
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圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究 被引量：26
8
作者 刘友宏 陈锵 李立国 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期375-380,共6页
建立了实验装置 ,对圆排波瓣喷管与 8只圆柱混合管相配合 ,进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外 ,还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究 ,得... 建立了实验装置 ,对圆排波瓣喷管与 8只圆柱混合管相配合 ,进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外 ,还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究 ,得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数 n=0 .4。 展开更多
关键词 引射器 引射喷管 温度系数 波瓣喷管 气动特性
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Gurney襟翼对翼型气动特性影响的实验研究 被引量：8
9
作者 周瑞兴 高永卫 +2 位作者 上官云信 肖春生 郗忠祥 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期125-127,共3页
增大飞机的升力 ,能有效提高飞机的使用能力。本文通过对翼型表面压力、边界层、尾迹的测量及表面流态观察等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的单段翼型绕流特性及增升效果。研究结果表明 ,Gurney襟翼的增升效果与其高度密切相关 ,在α ... 增大飞机的升力 ,能有效提高飞机的使用能力。本文通过对翼型表面压力、边界层、尾迹的测量及表面流态观察等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的单段翼型绕流特性及增升效果。研究结果表明 ,Gurney襟翼的增升效果与其高度密切相关 ,在α =8°时 ,高度为 3%弦长的Gurney襟翼使翼型的升力系数增加了 5 3% . 展开更多
关键词 飞机 GURNEY襟翼 空气动力特性 翼型 尾迹速度 升力 边界层速度
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高速列车进入隧道产生的微气压波实验研究 被引量：19
10
作者 王英学 高波 +1 位作者 郑长青 赵文成 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期5-8,共4页
高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响。笔者利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,对不同长度喇叭型缓冲结构削减微压... 高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响。笔者利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,对不同长度喇叭型缓冲结构削减微压波效果进行了比较,得到了有关微压波产生、传播以及缓冲结构缓解微压波效果的规律。 展开更多
关键词 高速列车 空气动力学 隧道 微压波
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桥梁断面非线性自激气动力经验模型 被引量：16
11
作者 王骑 廖海黎 +1 位作者 李明水 马存明 《西南交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第2期271-277,共7页
为探讨桥梁断面的非线性自激气动力,基于平衡位置的Taylor级数展开式,建立了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力模型,获得了其复数和实数表达式,并说明了表达式中非线性气动参数的识别方法.该模型反映了简谐运动下桥梁断面非线性自激... 为探讨桥梁断面的非线性自激气动力,基于平衡位置的Taylor级数展开式,建立了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力模型,获得了其复数和实数表达式,并说明了表达式中非线性气动参数的识别方法.该模型反映了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力的谐波叠加特性,可应用于桥梁的非线性气动稳定性分析.最后,应用该模型对某桥梁断面在简谐运动下的非线性自激气动力风洞试验时程数据进行了拟合.拟合结果表明,两者的误差在3%以内,验证了该模型的正确性. 展开更多
关键词 桥梁断面 非线性自激气动力 经验模型 风洞试验
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大跨度桥梁颤振后状态气动稳定性 被引量：11
12
作者 王骑 廖海黎 +1 位作者 李明水 马存明 《西南交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第6期983-988,共6页
为了能对大跨度桥梁颤振后主梁的运动形式给出合理解释,选取大振幅下流线型箱梁断面的4种典型非线性气动力工况,基于非线性气动力和非线性振动微分方程,应用四阶龙格-库塔算法,分析了大跨度桥梁主梁在大振幅条件下的气动稳定性.结果表明... 为了能对大跨度桥梁颤振后主梁的运动形式给出合理解释,选取大振幅下流线型箱梁断面的4种典型非线性气动力工况,基于非线性气动力和非线性振动微分方程,应用四阶龙格-库塔算法,分析了大跨度桥梁主梁在大振幅条件下的气动稳定性.结果表明:大跨度桥梁主梁在颤振后的不同振幅和折算风速条件下可出现不同的运动形式;若气动力仅做负功或负功显著大于正功,主梁振动将收敛;若气动力仅做正功或正功显著大于负功,主梁振动将发散;若气动力做的正负功相当,主梁振动将由于结构阻尼缓慢收敛;若气动力正功与相同周期内结构消耗的能量相等,主梁将发生等幅振动;若不考虑气动力的非线性项,桥梁振动可能发散. 展开更多
关键词 颤振后 非线性微分方程 四阶龙格-库塔算法 非线性气动稳定性
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排气能量对底部排气弹气动特性影响的数值模拟 被引量：9
13
作者 陈新虹 黄华 +1 位作者 周志超 赵润祥 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期447-452,共6页
远程压制武器在现代战争中的作用越发凸显,各种增程技术成为现代火炮技术研究的重要方向,而底排减阻是重要的方法之一。底排药剂燃烧产生的气体含有相对较高的能量,重点研究底排气体能量对底部排气弹气动力特性的影响。建立底排能量边... 远程压制武器在现代战争中的作用越发凸显,各种增程技术成为现代火炮技术研究的重要方向,而底排减阻是重要的方法之一。底排药剂燃烧产生的气体含有相对较高的能量,重点研究底排气体能量对底部排气弹气动力特性的影响。建立底排能量边界条件,采用添加人工粘性项的MacCormack差分格式求解三维Euler方程组,数值求解绕底部排气弹弹丸流场,得到底部阻力等气动力系数。分析表明,能量是影响底部排气弹气动力特性进而影响减阻增程效果的重要因素之一,在一定条件下提高底排气体温度,有利于增大弹丸射程。研究结果可为进一步研究底部排气弹减阻增程提供参考。 展开更多
关键词 流体力学 底排弹 数值模拟 气动力 能量
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磁悬浮助推发射气动力分析及风洞试验 被引量：7
14
作者 陈晓东 杨文将 +1 位作者 刘宇 段毅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第9期1560-1564,共5页
通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征,提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案,并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时,在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明,升... 通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征,提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案,并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时,在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明,升阻力系数随着马赫数或运载器迎角的增大而增大,装置有上仰的趋势,迎角为0°时,阻力系数较小,各系数的变化也较小. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 磁悬浮 助推发射 风洞试验 空气动力
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某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究 被引量：11
15
作者 王志坚 伍贻兆 林敬周 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期15-19,共5页
对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一... 对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的。风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据。 展开更多
关键词 运载火箭 高超声速 风洞试验 级间分离 喷流干扰
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大迎角非定常气动力建模方法研究 被引量：14
16
作者 孙海生 张海酉 刘志涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期733-737,共5页
以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了... 以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了模型的有效性。从模型物理意义、参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面对几种非定常气动力模型进行了比较研究。 展开更多
关键词 大迎角 非定常气动力 数学模型
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低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟研究 被引量：6
17
作者 伊进宝 乔渭阳 王占学 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第5期550-553,共4页
发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低 ,其损失显著增大、效率显著降低。本研究的目的是应用实验分析与数值模拟相结合的方法 ,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律 ,数值计算是基于 Jameson中心差分格式... 发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低 ,其损失显著增大、效率显著降低。本研究的目的是应用实验分析与数值模拟相结合的方法 ,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律 ,数值计算是基于 Jameson中心差分格式和 Runge- Kutta时间推进的方法求解N- S方程完成 ,实验是在西北工业大学低速涡轮平面叶栅实验风洞进行。研究表明 ,随着雷诺数降低 ,涡轮叶栅流动损失增大 ,当雷诺数小于 40 0 0 0之后 ,涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下 ,涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离 ,这是流动损失增大的主要原因。 展开更多
关键词 低雷诺数 损失 涡轮叶栅 数值模拟
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战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用 被引量：16
18
作者 王海峰 展京霞 +2 位作者 陈科 陈翔 陈梓钧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第1期1-25,共25页
飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角... 飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。 展开更多
关键词 大迎角 非线性非定常气动力 风洞试验 气动力模型 气动-运动-控制综合试验
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鸭式布局导弹滚转控制时的侧向气动特性 被引量：5
19
作者 吴军飞 田小虎 +1 位作者 童木华 秦永明 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2013年第4期11-14,共4页
为研究鸭式布局导弹滚转控制时鸭舵下洗在尾翼上引起的滚转力矩,并揭示该力矩引起的侧向气动力的特性,对鸭式布局导弹进行了滚转控制的风洞实验,得到了鸭舵洗流对侧向气动特性的影响规律;以三维NavierStokes方程为控制方程,对滚转控制... 为研究鸭式布局导弹滚转控制时鸭舵下洗在尾翼上引起的滚转力矩,并揭示该力矩引起的侧向气动力的特性,对鸭式布局导弹进行了滚转控制的风洞实验,得到了鸭舵洗流对侧向气动特性的影响规律;以三维NavierStokes方程为控制方程,对滚转控制时导弹的流场进行了数值模拟,得到与风洞实验相似的侧向气动特性的变化规律。分析了滚转控制时引起的导弹各部件表面压力和侧向力分力,结果表明:侧向力是由鸭舵洗流在弹身左右两侧不对称干扰引起的;侧向力和偏航力矩随滚转舵偏角的负向增大而增大。 展开更多
关键词 鸭式布局导弹 风洞实验 气动特性 数值模拟
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类乘波体飞行器的气动力工程计算(英文) 被引量：11
20
作者 车竞 唐硕 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第3期381-385,共5页
为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的... 为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的气动干扰情况,计算了翼片之间、翼身之间的气动干扰因子,得到整个飞行器的气动力。为验证该方法,以某飞行器为例进行了计算,计算结果与CFD吻合。 展开更多
关键词 高超声速 类乘波体飞行器 三角形面元 气动干扰 工程计算
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