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3,204篇文章
< 1 2 … 161 >
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：
军用飞机气动完整性研究 被引量：1
1
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
最小熵增准则在激波/边界层干扰分析中的应用
2
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
考虑多种物理效应的轨控喷流数值计算研究
3
作者 万钊 华如豪 +2 位作者 陈琦 江定武 王新光 《上海航天(中英文)》 2025年第2期194-202,共9页
轨控喷流预测精度是高速拦截武器的关键技术。目前针对高空高马赫数条件下的喷流干扰问题研究还相对较少,此空域高速飞行环境下的多种物理效应对喷流干扰的影响规律还不够系统。通过数值求解带滑移边界条件的三维化学非平衡Navier-Stoke... 轨控喷流预测精度是高速拦截武器的关键技术。目前针对高空高马赫数条件下的喷流干扰问题研究还相对较少,此空域高速飞行环境下的多种物理效应对喷流干扰的影响规律还不够系统。通过数值求解带滑移边界条件的三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析了高温热化学非平衡效应、燃气二次燃烧效应、稀薄气体效应对轨控喷流干扰的影响,获得了不同来流条件下多种物理效应对轨控喷流干扰气动特性的影响规律。研究表明:高空高马赫数条件下,来流空气和燃气组分的高温离解反应是冷/热喷流差异的的主要因素,其影响程度随高度升高而较小,随马赫数增大而增大,稀薄气体效应对飞行器整体喷流干扰气动力/力矩的影响较小。 展开更多
关键词 高温真实气体效应 稀薄气体效应 热喷干扰 数值模拟
在线阅读 下载PDF
大上翘角后体运输机尾撑干扰特性研究
4
作者 廖振荣 董强 +1 位作者 李军府 霍子墨 《航空计算技术》 2025年第4期20-24,共5页
为满足大型运输机特定的气动性能、运输需求和起飞着陆安全性要求,通常采用上翘角后体设计。由于其后体流动复杂,风洞试验时尾撑对飞机的气动特性影响较大,因此开展大上翘角后体运输机尾撑干扰特性研究,为风洞试验数据修正和工程数据应... 为满足大型运输机特定的气动性能、运输需求和起飞着陆安全性要求,通常采用上翘角后体设计。由于其后体流动复杂,风洞试验时尾撑对飞机的气动特性影响较大,因此开展大上翘角后体运输机尾撑干扰特性研究,为风洞试验数据修正和工程数据应用提供参考,具有十分重要的意义。采用国内自主研发的CCFD MB软件,针对某大上翘角后体大型运输机开展了尾撑干扰影响研究,结果表明:尾撑干扰对运输机的侧向力和偏航力矩影响明显,对滚转力矩影响相对较小,有、无尾撑偏航力矩系数最大相差超过0.006,尾撑对偏航力矩影响的主要部件是机身和尾翼。尾撑对大型运输机后体两侧的流动结构和压力分布影响较大,尾撑使飞机的航向静稳定性增大。 展开更多
关键词 大型运输机 大上翘角后体 尾撑干扰 数值模拟
在线阅读 下载PDF
基于流体推力矢量喷管的飞翼布局飞行器气动特性研究
5
作者 王元元 周健 《飞行力学》 北大核心 2025年第5期15-18,25,共5页
以某小展弦比飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值方法对流体推力矢量喷管宽高比进行了选型研究,并在此基础上分析了流体推力矢量对飞翼布局飞行器气动特性的影响。结果表明,随着流体推力矢量喷管宽高比增大,流体推力矢量角呈现出先增大... 以某小展弦比飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值方法对流体推力矢量喷管宽高比进行了选型研究,并在此基础上分析了流体推力矢量对飞翼布局飞行器气动特性的影响。结果表明,随着流体推力矢量喷管宽高比增大,流体推力矢量角呈现出先增大后减小的趋势,而推力损失单调递增。从喷管上/下壁面注入二次流,喷管喷流分别向下/上偏转,随着二次流落压比逐渐增大,流体推力矢量角逐渐增大。通过改变二次流的落压比,全机俯仰力矩系数呈现准线性变化,表明流体推力矢量可产生类似于升降舵操纵作用。流体推力矢量在改变全机俯仰力矩系数的同时,阻力系数有所减小,而升力系数基本不变,相对于机械舵面,配平损失较小。 展开更多
关键词 飞翼布局 流体推力矢量 喷管宽高比
原文传递
基于等效二阶系统法的通用飞机最小静稳定裕度研究
6
作者 齐万涛 窦炳耀 +1 位作者 张涛 刘岳锋 《飞机设计》 2025年第1期20-24,共5页
最小静稳定裕度直接影响通用飞机的气动布局方案、乘员和装载形式等设计。为确定飞机的最小静稳定裕度,基于典型二阶系统的动力学特性分析方法,提出了一套适用于飞机的纵向飞行品质计算分析的等效二阶系统法。该方法引入了等效刚度系数... 最小静稳定裕度直接影响通用飞机的气动布局方案、乘员和装载形式等设计。为确定飞机的最小静稳定裕度,基于典型二阶系统的动力学特性分析方法,提出了一套适用于飞机的纵向飞行品质计算分析的等效二阶系统法。该方法引入了等效刚度系数、等效质量和等效粘性阻尼系数等三个等效参数,既计入了飞机气动和质量特性等众多参数对纵向飞行品质的影响,同时又能快速的对飞机纵向短周期模态特性进行计算分析。将该方法用于通用飞机最小静稳定裕度设计,设计结果对应的飞行品质计算结果和仿真结果均表现出良好的飞行特性,表明该方法合理可信,具有较高的工程应用价值。 展开更多
关键词 静稳定裕度 二阶系统 飞行品质 通用飞机
原文传递
弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述 被引量：1
7
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
数据与知识联合赋能的民机智能气动设计 被引量：1
8
作者 吴光辉 王景 +4 位作者 谢海润 马涂亮 苗强 向纪鑫 张淼 《航空学报》 北大核心 2025年第5期15-32,共18页
随着高性能计算和人工智能技术的迅猛发展,数据驱动的人工智能模型在民机气动设计领域得到了广泛研究,尤其在气动设计空间压缩、关键特征提取、流场预测和智能优化设计等方面展现出强大的技术潜力。然而,纯数据驱动模型在工程设计中的... 随着高性能计算和人工智能技术的迅猛发展,数据驱动的人工智能模型在民机气动设计领域得到了广泛研究,尤其在气动设计空间压缩、关键特征提取、流场预测和智能优化设计等方面展现出强大的技术潜力。然而,纯数据驱动模型在工程设计中的应用仍然面临诸多挑战,包括领域数据稀缺及高获取成本,以及模型在可靠性、通用性、可解释性和易用性方面的不足等。将物理知识与气动设计经验有机融合到模型开发中,成为解决上述挑战的关键路径,为推动该领域的技术进步提供了重要方向。从民机工程设计角度出发,结合智能气动设计的相关实践,回顾了数据与知识联合驱动的人工智能模型在知识嵌入、知识修正及知识挖掘3个方面的最新理论和进展,探讨了数据与知识联合驱动方法在民机气动设计领域的研究现状及应用潜力,并展望了智能气动设计新范式的未来。 展开更多
关键词 气动设计 智能设计 数据驱动 知识驱动 人工智能
原文传递
基于Kriging模型的高速地效翼型升阻特性优化
9
作者 王晨鹭 孙建红 +2 位作者 孙智 陶洋 刘浩 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期138-148,共11页
为了提高高速地效飞行器的气动性能,采用基于Kriging模型的全局气动优化方法,以升阻比为优化目标,在Ma=0.2,0.3,0.5和0.8工况下对地效飞行器的翼型进行优化研究。结果表明:地效优化翼型气动性能的改善主要来自两方面。一方面是地面效应... 为了提高高速地效飞行器的气动性能,采用基于Kriging模型的全局气动优化方法,以升阻比为优化目标,在Ma=0.2,0.3,0.5和0.8工况下对地效飞行器的翼型进行优化研究。结果表明:地效优化翼型气动性能的改善主要来自两方面。一方面是地面效应带来的改善,当Ma≤0.5时,地效翼型升阻比的提升主要是源于阻力的减小,当Ma=0.8时,地效翼型升阻比的提升主要由于升力的增大。地面效应使得翼型的升阻比相较于非地效翼型分别提高31.6%、55.0%、101%和31.1%。另一方面是几何外形优化带来的改善,随着来流马赫数的增大,优化后的翼型前缘半径减小,最大弯度位置后移,翼型的厚度减小,优化翼型的升阻比相较于原NACA4512翼型分别提升了12.8%、13.03%、7.45%、38.3%。对优化翼型的气动性能分析可知,翼型的升阻比随离地高度的减小而增大,随迎角的增大先增大后减小。但在高亚声速低迎角工况下,翼型离地面的距离过小,会使得翼型的下表面形成激波,升阻比减小。 展开更多
关键词 高速地效飞行器 翼型 气动优化设计 KRIGING模型 升阻特性
原文传递
FL-51风洞三自由度大幅振荡试验系统研制
10
作者 牟伟强 卜忱 +2 位作者 沈彦杰 谭浩 陈昊 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期94-101,共8页
针对先进布局战斗机大迎角过失速机动多自由度强耦合的特点,中国航空工业空气动力研究院基于FL-51低速开口风洞研制了一套三自由度大幅振荡试验系统。该系统主要由三自由度振荡装置、液压动力单元与驱动控制单元组成,使用伺服液压摆动... 针对先进布局战斗机大迎角过失速机动多自由度强耦合的特点,中国航空工业空气动力研究院基于FL-51低速开口风洞研制了一套三自由度大幅振荡试验系统。该系统主要由三自由度振荡装置、液压动力单元与驱动控制单元组成,使用伺服液压摆动马达和高精度微型伺服电机作为运动的驱动元件,可实现风速20~60 m/s范围内1 m量级模型的单自由度、双自由度和三自由度大幅振荡试验。利用小展弦比飞翼标模在国内首次实现了模型三自由度(滚转、偏航和俯仰)耦合大幅运动试验,结果表明:该试验系统获得的试验数据规律合理,性能指标满足飞机研制过程中多自由度耦合运动试验的需求,系统具有良好的结构稳定性,可牢固地支撑模型。 展开更多
关键词 低速开口风洞 三自由度 强迫运动 大幅振荡试验
在线阅读 下载PDF
面向飞-推融合构型的分布式涵道风扇新型高效高精度动量源方法
11
作者 韩凯 白俊强 +4 位作者 冯少东 余时泷 黄俊炜 唐矗 邱亚松 《航空学报》 北大核心 2025年第17期71-90,共20页
由于分布式涵道风扇-机翼融合构型存在复杂的气动耦合效应,准确高效地求解其气动特性一直是具有挑战性的任务。因此,提出了一种基于雷诺平均纳维-斯托克斯(RANS)方程,并充分考虑多部件气动-推进耦合效应的分布式涵道风扇新型动量源方法... 由于分布式涵道风扇-机翼融合构型存在复杂的气动耦合效应,准确高效地求解其气动特性一直是具有挑战性的任务。因此,提出了一种基于雷诺平均纳维-斯托克斯(RANS)方程,并充分考虑多部件气动-推进耦合效应的分布式涵道风扇新型动量源方法。该方法通过简化风扇动静叶的流场计算,大幅提高计算效率。同时准确捕捉机翼边界层黏性效应、进气道加速效应及排气道尾迹等部件耦合影响,从而准确预测机翼、进气道和排气道等部件的气动性能。该方法中,首先采用多重参考坐标系(MRF)方法求解RANS方程获得准定常流场,然后提取风扇前后交界面处的三方向速度、湍动能和湍流涡耗散率信息,并将其作为边界条件施加于无风扇构型,以模拟涵道风扇的动力效应。在单涵道风扇-翼段融合构型测试中,该方法在4°迎角下提取的流场信息可准确预测16°迎角范围内的同构型气动性能及不同翼型构型下的气动性能。与MRF方法相比,在2°~16°迎角下,计算的升力系数相对误差<2%,阻力系数相对误差<4.5%,计算精度优于传统动量源方法,并减少计算核时超过90%。在分布式涵道风扇-机翼融合构型测试中,该方法同样表现出较高精度与显著的效率优势,为分布式涵道风扇构型的气动性能预测提供了高效、可靠的工具。 展开更多
关键词 飞-推融合构型 涵道风扇 气动性能 动量源方法 高效高精度
原文传递
分布式电推进飞机动力偏航过程滑流效应建模与分析
12
作者 田宇 寇鹏 +3 位作者 姚轩宇 郭瑞 梁博华 梁得亮 《航空动力学报》 北大核心 2025年第8期174-186,共13页
在推力差动过程中,不同推进器滑流效应对覆盖区域的升力与阻力影响不同,会产生附加的横侧向力矩,这是动力偏航控制中必须考虑的因素。建立了涡管涡环耦合模型评估分布式电推进器与机翼之间的气动干扰。通过模型计算偏航过程中由螺旋桨... 在推力差动过程中,不同推进器滑流效应对覆盖区域的升力与阻力影响不同,会产生附加的横侧向力矩,这是动力偏航控制中必须考虑的因素。建立了涡管涡环耦合模型评估分布式电推进器与机翼之间的气动干扰。通过模型计算偏航过程中由螺旋桨滑流效应引起的横侧向力矩,完善了考虑滑流效应的分布式电推进飞机横航向飞行动力学方程,并构造了动力偏航控制器。进行动力偏航仿真,从偏航过程中截取一个时刻的飞行状态,将模型计算结果与CFD仿真结果进行对比。对比结果显示,涡管涡环耦合模型可有效刻画分布式电推进飞机偏航过程中滑流效应对机翼的气动影响,其中,由滑流效应产生滚转力矩的计算误差为3.22%,耗时小于5 min。 展开更多
关键词 分布式电推进 横航向 推力差动 滑流效应 涡管涡环耦合模型
原文传递
等离子体激励对火星条件下翼型气动特性影响
13
作者 杨香港 高永新 +2 位作者 汪忠明 李益文 姚程 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第6期2129-2136,共8页
由于火星大气密度低、气压小,火星无人机翼型气动性能亟待进一步提高。采用等离子体激励主动流动控制技术提高火星条件下的翼型升力、降低翼型阻力。在火星低雷诺数条件下研究了等离子体激励的作用位置、激励功率及来流攻角对翼型升力... 由于火星大气密度低、气压小,火星无人机翼型气动性能亟待进一步提高。采用等离子体激励主动流动控制技术提高火星条件下的翼型升力、降低翼型阻力。在火星低雷诺数条件下研究了等离子体激励的作用位置、激励功率及来流攻角对翼型升力和阻力的影响。结果表明:等离子体激励在下表面尾缘区域增升,最大增升率为37%;在下表面前缘区域减阻,最大减阻率为8%;激励功率越大,来流攻角越小,翼型升阻比提升越明显。等离子体激励诱导压力波,在激励的上、下游分别形成增压区和减压区,导致翼型表面形成增压面和减压面。当激励位置靠近尾缘,增压面扩大,翼型上、下表面压差增大,从而实现增升;当激励位置靠近前缘,减压面扩大,翼型压差阻力降低,从而实现减阻。 展开更多
关键词 火星无人机 低雷诺数 等离子体激励 增升 减阻
原文传递
四点简支矩形板振动特性半解析求解方法
14
作者 李志强 闫兴 +2 位作者 侯传涛 程昊 王博 《强度与环境》 2025年第3期1-9,共9页
仪器设备中大量使用了四点简支状态矩形电路板结构,电路板结构的动力学特性对于电路板结构设计的频率管理、疲劳寿命设计有着重要的意义。本文针对电路板结构设计阶段中一阶频率快速预示的需求,开展四点简支矩形板振动特性半解析求解方... 仪器设备中大量使用了四点简支状态矩形电路板结构,电路板结构的动力学特性对于电路板结构设计的频率管理、疲劳寿命设计有着重要的意义。本文针对电路板结构设计阶段中一阶频率快速预示的需求,开展四点简支矩形板振动特性半解析求解方法研究。提出了一种四点简支状态矩形板试函数表示形式,采用迭代抽样计算方式代替泛函变分方式求解试函数中的待定系数,最后基于Rayleigh-Ritz法完成四点简支矩形板一阶频率及模态振型的求解。半解析求解方法与有限元计算结果对比表明:半解析计算方法对迭代次数、网格密度不敏感,收敛性较好。对于长宽比小于1.8的矩形板,计算误差不超过8%,且计算时间极短。该方法可以应用于四点简支电路板一阶频率及疲劳寿命估算中,为仪器设备电路板结构设计提供有力的支撑。 展开更多
关键词 Rayleigh-Ritz法 四点简支 半解析 电路板 矩形板
在线阅读 下载PDF
激光转塔跨声速流动特性及气动光学效应
15
作者 谭小童 许和勇 《航空学报》 北大核心 2025年第14期144-156,共13页
采用改进的延迟脱体涡模拟(IDDES)方法计算跨声速来流下激光转塔绕流流场,并采用几何光线追迹方法计算不同光束发射角下的气动光学效应,揭示不同流场特征结构对气动光学效应的影响。结果表明,转塔表面压力分布呈现对称的“呼吸”模态和... 采用改进的延迟脱体涡模拟(IDDES)方法计算跨声速来流下激光转塔绕流流场,并采用几何光线追迹方法计算不同光束发射角下的气动光学效应,揭示不同流场特征结构对气动光学效应的影响。结果表明,转塔表面压力分布呈现对称的“呼吸”模态和反对称的“交替”模态两种主特征,其特征频率范围分别为0.26~0.41和0.11~0.22,这两种主特征在频域中呈现出连贯性。转塔阻力的波动主要由剪切层振荡导致,侧向力的波动主要由激波抖动导致,而轴向力的波动则受激波抖动和剪切层振荡共同作用和影响。光束穿过附着流区域时的高阶光程差较小且波动幅值很小,而光束穿过激波区域和湍流尾迹区时的高阶光程差很大,其时均高阶光程差约为附着流区域的4倍,而其峰值高阶光程差则是附着流区域的13倍。通过本征正交分解(POD)分析发现,光束穿过剪切层和湍流尾迹涡后的高阶光程差各阶模态能量分布近似,而光束穿过激波后的光程差能量分布集中在前5阶模态。 展开更多
关键词 改进的延迟脱体涡模拟 跨声速流动 气动光学效应 本征正交分解 动力学模态分解
原文传递
大型运输类飞机设计中雷诺数效应问题研究进展
16
作者 雷武涛 赵轲 +3 位作者 杨华 谢露 张昌九 白俊强 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第6期1-17,I0001,共18页
雷诺数效应是大型飞机设计中一个关键的技术难题,会影响飞机的飞行安全、气动性能、研发效率和成本。首先,本文从大型飞机设计研发角度介绍了大型飞机雷诺数效应研究手段,主要有风洞试验和数值模拟两种方法;其次,分别针对超临界翼型/机... 雷诺数效应是大型飞机设计中一个关键的技术难题,会影响飞机的飞行安全、气动性能、研发效率和成本。首先,本文从大型飞机设计研发角度介绍了大型飞机雷诺数效应研究手段,主要有风洞试验和数值模拟两种方法;其次,分别针对超临界翼型/机翼、全机气动设计、低速增升装置、翼梢小翼、涡流发生器等分析了雷诺数效应的影响规律,并梳理了与雷诺数效应相关的流动机理研究进展;然后,阐述了雷诺数效应问题的几种解决方案,包括先进的风洞试验技术、数据修正技术和人工智能技术等。最后,总结了针对雷诺数效应问题目前已有的研究成果及不足,并给出了下一步的研究建议。 展开更多
关键词 雷诺数效应 风洞试验 数值模拟 数据修正 气动性能
在线阅读 下载PDF
扩散模型驱动的超临界翼型多目标生成式设计
17
作者 王景 柳位 +2 位作者 谢海润 张淼 马涂亮 《航空学报》 北大核心 2025年第10期149-161,共13页
在飞机气动设计的工程实践中,通常由总体专业提出设计指标,气动设计部门通过多次迭代优化和大量数值模拟计算,逐步实现设计目标,这一过程通常耗费巨大资源。生成式模型展现出直接生成符合预定目标设计方案的潜力,能够显著减少传统设计... 在飞机气动设计的工程实践中,通常由总体专业提出设计指标,气动设计部门通过多次迭代优化和大量数值模拟计算,逐步实现设计目标,这一过程通常耗费巨大资源。生成式模型展现出直接生成符合预定目标设计方案的潜力,能够显著减少传统设计中的迭代过程。研究中提出了一种基于扩散模型的多目标生成式翼型设计方法,通过将抖振升力系数、巡航阻力系数及厚度等多个性能指标作为条件,生成能够同时满足这些指标的翼型设计方案。采用条件扩散模型来逐步生成设计空间中的有效翼型,避免了传统优化方法中复杂的迭代计算。通过与条件变分自编码器方法的对比试验,展示了扩散模型在生成多样性和条件符合度等方面的优势。结果表明,扩散模型不仅能够生成符合性能要求的翼型,还具备更强的多样性和设计空间探索能力,为未来翼型设计提供了一种高效的新途径。 展开更多
关键词 多目标设计 生成式设计 扩散模型 变分自编码器 超临界翼型
原文传递
射流控制改善飞机俯仰力矩特性研究
18
作者 王臻 张昌九 +1 位作者 王立波 谢露 《飞行力学》 北大核心 2025年第2期64-68,88,共6页
针对无尾飞机后缘分离导致的俯仰力矩拐点问题进行了射流控制改善研究。首先,采用数值模拟方法分析了无尾飞机后缘分离特性;然后,设计了射流控制方案,分析了不同压比及射流展向长度下射流控制的影响效果。研究结果表明,飞机后缘展向流... 针对无尾飞机后缘分离导致的俯仰力矩拐点问题进行了射流控制改善研究。首先,采用数值模拟方法分析了无尾飞机后缘分离特性;然后,设计了射流控制方案,分析了不同压比及射流展向长度下射流控制的影响效果。研究结果表明,飞机后缘展向流动是导致力矩大迎角非线性变化的主要原因;射流流动控制能抑制后缘展向流动,可以起到增升增稳的效果;所设计的射流流动控制方案能有效增大飞机失速迎角,俯仰力矩拐点可后移2°~3°,飞机可用最大升力系数能增加0.174。 展开更多
关键词 后缘分离 俯仰力矩 射流控制
原文传递
倾转机翼无人机过渡状态气动特性研究
19
作者 马凯 林长亮 +2 位作者 潘明龙 王熊 陆洋 《航空工程进展》 2025年第3期163-171,共9页
倾转机翼构型无人机在连续倾转过渡过程中具有复杂非定常气动特性。以虚拟桨盘模型替代真实桨叶,通过添加动量源项的方法对旋翼流场进行计算,结合动网格技术对其进行流场非定常气动仿真,计算并分析旋翼/固定翼附近流场气动干扰与升阻力... 倾转机翼构型无人机在连续倾转过渡过程中具有复杂非定常气动特性。以虚拟桨盘模型替代真实桨叶,通过添加动量源项的方法对旋翼流场进行计算,结合动网格技术对其进行流场非定常气动仿真,计算并分析旋翼/固定翼附近流场气动干扰与升阻力特性,针对过渡段运动状态完成模型建立与前飞速度—倾转角运动方程迭代拟合。结果表明:倾转初始状态无人机受到旋翼下洗流影响较小,由固定翼提供主要升力,在30°~50°倾转角的倾转过程中,倾转机翼段阻力增大,旋翼需用拉力增大。倾转机翼外段受旋翼下洗流干扰升力下降,倾转末期由旋翼承担主要升力作用。 展开更多
关键词 倾转机翼无人机 虚拟桨盘模型 过渡状态 重叠网格 动网格技术 气动特性
在线阅读 下载PDF
增升装置对大型客机气动特性影响的数值研究
20
作者 祝国旺 吴恒斌 +1 位作者 黄生洪 尼早 《航空工程进展》 2025年第3期70-81,共12页
飞机的增升装置能够提高飞机的升力和安全性,合理应用增升装置对提高飞机的安全性至关重要。为了评估不同的增升装置对宽体客机在起飞和降落阶段气动性能的影响,采用全结构化贴体网格,对大型宽体客机进行上亿规模的网格划分,并基于雷诺... 飞机的增升装置能够提高飞机的升力和安全性,合理应用增升装置对提高飞机的安全性至关重要。为了评估不同的增升装置对宽体客机在起飞和降落阶段气动性能的影响,采用全结构化贴体网格,对大型宽体客机进行上亿规模的网格划分,并基于雷诺平均湍流模型开展全机气动性能的数值模拟;通过与风洞实验结果的对比,来验证数值模拟方法的可靠性;选择Ma=0.2,来流攻角为0°、5°、10°和15°四种典型情况,分析襟翼、缝翼、扰流板等增升装置对飞机整体气动性能的影响。结果表明:本文采用的全结构化网格准确地捕捉到不同增升装置下的三维平均流场特征,在0°~10°攻角范围内,扰流板的使用可在着陆阶段降低飞机升力系数并增加阻力系数;在0°~15°攻角范围内,襟翼和缝翼的应用能在起飞阶段提供额外升力并优化失速性能。 展开更多
关键词 宽体客机 气动性能 结构网格 雷诺平均 增升装置
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 … 161 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部