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Applications of EPSE method for predicting crossflow instability in swept-wing boundary layers 被引量:1
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作者 Xuezhi LU Jisheng LUO 《Applied Mathematics and Mechanics(English Edition)》 SCIE EI CSCD 2017年第7期981-996,共16页
The nth-order expansion of the parabolized stability equation (EPSEn) is obtained from the Taylor expansion of the linear parabolized stability equation (LPSE) in the streamwise direction. The EPSE together with t... The nth-order expansion of the parabolized stability equation (EPSEn) is obtained from the Taylor expansion of the linear parabolized stability equation (LPSE) in the streamwise direction. The EPSE together with the homogeneous boundary conditions forms a local eigenvalue problem, in which the streamwise variations of the mean flow and the disturbance shape function are considered. The first-order EPSE (EPSE1) and the second-order EPSE (EPSE2) are used to study the crossflow instability in the swept NLF(2)-0415 wing boundary layer. The non-parallelism degree of the boundary layer is strong. Compared with the growth rates predicted by the linear stability theory (LST), the results given by the EPSE1 and EPSE2 agree well with those given by the LPSE. In particular, the results given by the EPSE2 are almost the same as those given by the LPSE. The prediction of the EPSE1 is more accurate than the prediction of the LST, and is more efficient than the predictions of the EPSE2 and LPSE. Therefore, the EPSE1 is an efficient ey prediction tool for the crossflow instability in swept-wing boundary-layer flows. 展开更多
关键词 swept-wing boundary layer crossflow instability nomparallelism expansionof parabolized stability equation (EPSE) eN prediction tool
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协同射流后掠翼增升减阻数值模拟研究
2
作者 王博 杨旭东 +1 位作者 宋笔锋 孙恺 《航空计算技术》 2025年第5期1-6,12,共7页
以NACA23012翼型为控制型面,构建了包含内部导流管道的无限展长协同射流(CFJ)后掠翼计算模型,开展了后掠角、射流方向、喷口动量系数对协同射流后掠机翼气动特性的影响规律研究。分析了后掠角对CFJ后掠翼增升减阻的影响规律,阐明了不同... 以NACA23012翼型为控制型面,构建了包含内部导流管道的无限展长协同射流(CFJ)后掠翼计算模型,开展了后掠角、射流方向、喷口动量系数对协同射流后掠机翼气动特性的影响规律研究。分析了后掠角对CFJ后掠翼增升减阻的影响规律,阐明了不同典型管道下的射流方向对主流与射流掺混效应及能量交换的影响机理,针对相关规律进行CFJ后掠翼风洞试验初步研究。研究表明:协同射流吹气管道外形对射流方向有显著影响,当射流与主流方向存在夹角时会产生流向涡,显著提高射流与主流的能量传递效率,提高升力系数,并且CFJ增升减阻效果对喷口动量系数的敏感度更高。当射流与主流偏角过大时,粘性耗散增加,减弱了主流获取能量的能力,导致增升减阻效果变差。 展开更多
关键词 协同射流 后掠翼 增升减阻 掺混效应
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基于卷积神经网络的超声速后掠翼横流驻波转捩预测方法
3
作者 樊佳坤 艾俊强 +3 位作者 董宁娟 徐家宽 乔磊 白俊强 《航空学报》 北大核心 2025年第20期200-216,共17页
超声速客机典型大后掠角机翼层流设计面临横流失稳诱导的边界层转捩问题,基于线性稳定性理论的标准e^(N)方法涉及特征值问题的求解,需要频繁的交互式运行,难以满足快速转捩预测及迭代设计的需要。针对上述难点,对三维可压缩边界层相似... 超声速客机典型大后掠角机翼层流设计面临横流失稳诱导的边界层转捩问题,基于线性稳定性理论的标准e^(N)方法涉及特征值问题的求解,需要频繁的交互式运行,难以满足快速转捩预测及迭代设计的需要。针对上述难点,对三维可压缩边界层相似性解进行线性稳定性分析生成大批量的特征值样本,借助卷积层的空间特征提取能力实现对输入基本流剖面特征的自动识别,并与边界层外边缘流动参数及扰动参数等一起经全连接层映射到特征值或当地增长率,从而构建适用于超声速横流驻波失稳及转捩预测的e^(N)卷积神经网络模型。通过对一系列变工况和几何的无限展长后掠翼进行稳定性分析,该神经网络模型对扰动增长因子的预测结果与标准e^(N)方法高度吻合。最后根据NASA的一款超声速后掠翼横流转捩标模的相关稳定性分析及飞行试验数据,对该神经网络模型在真实有限翼展三维构型中的转捩预测能力进行了验证,结果表明其具有较强的泛化能力并保证了较高的准确性,是一种较为高效且可靠的建模方法。 展开更多
关键词 超声速后掠翼 边界层转捩 横流不稳定性 线性稳定性理论 e^(N)方法 卷积神经网络
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典型后掠翼构型结冰特性数值模拟
4
作者 王灏东 桑为民 +2 位作者 石淼鑫 安博 裴如男 《力学学报》 北大核心 2025年第4期895-915,共21页
在飞行过程中,飞机的机翼和发动机进气口等部位会发生危险的结冰现象,严重危害飞机的飞行安全,对机翼的结冰过程开展分析研究有利于后续防/除冰工作的开展.针对后掠翼的结冰问题,文章基于Navier-Stokes方程和SA(Spalart-Allmaras)湍流... 在飞行过程中,飞机的机翼和发动机进气口等部位会发生危险的结冰现象,严重危害飞机的飞行安全,对机翼的结冰过程开展分析研究有利于后续防/除冰工作的开展.针对后掠翼的结冰问题,文章基于Navier-Stokes方程和SA(Spalart-Allmaras)湍流模型对空气流场进行求解,应用欧拉法求解水滴撞击特性,选择Shallow-Water结冰热力学模型计算翼型上生成的冰形.在不同结冰工况下,对比分析平直翼和不同后掠角机翼的结冰特性,并对45°后掠角机翼上典型“扇贝型”结冰进行数值仿真,分析其形成机理,进一步研究后掠翼结冰机理.之后基于后掠翼构型的结冰特性进一步研究翼身融合布局飞机的结冰问题,通过数值计算预测翼身融合布局飞机表面冰形的特征,并将其与传统布局飞机结冰特性进行对比研究.结果表明,在同一结冰工况下,机翼的后掠角不同会影响溢流效应,导致生成的冰形发生变化.在“扇贝”冰形成过程中,受沿展向溢流效应作用,在后掠翼表面上出现冰体,突出的冰体拦截进入的水滴使其捕获大量水滴,产生沿来流方向生长的冰脊,当沿展向的多个冰脊上积冰量增加,形成“扇贝型”冰形.进一步研究发现,结冰对翼身融合布局飞机气动外形的破坏程度从后掠翼翼根至翼尖逐渐变大,可为相关的结冰特性研究及防除冰设计提供技术参考. 展开更多
关键词 结冰 后掠翼 翼身融合 "扇贝型"冰形 SHALLOW-WATER 结冰热力学模型
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翼根加宽两段机翼的地效飞行器气动特性
5
作者 郭利欣 刘战合 +2 位作者 李隆隆 李恩情 王菁 《中国舰船研究》 北大核心 2025年第S1期77-87,共11页
[目的]为提高地效飞行器的运载效率,基于翼根加宽与前掠翼布局,提出一种新型两段机翼布局的地效飞行器。[方法]首先,通过对比翼根加宽机翼与前掠机翼,分析不同布局在高空巡航与近地飞行中的性能差异;然后,将升力、阻力与升阻比的变化规... [目的]为提高地效飞行器的运载效率,基于翼根加宽与前掠翼布局,提出一种新型两段机翼布局的地效飞行器。[方法]首先,通过对比翼根加宽机翼与前掠机翼,分析不同布局在高空巡航与近地飞行中的性能差异;然后,将升力、阻力与升阻比的变化规律与局部压力分布相结合,以实现性能与机理的统一分析;最后,采用FLUENT计算翼根加宽机翼飞行器与基准平直机翼飞行器的气动特性。[结果]仿真实验结果表明:在前掠翼布局下,飞行器在高空巡航状态具有较高的升阻比,而在地效区内,翼根加宽机翼的升阻性能则明显优于平直机翼,其升阻比最大值为26.6;地面效应可以显著提升地效飞行器的升力系数、升阻比并降低阻力系数,翼根加宽机翼飞行器的升力系数相对增幅(最大为19.5%)、阻力系数相对减幅(最大为29.1%)、升阻比相对增幅(最大为66.1%)均高于平直机翼飞行器,证明了翼根加宽有助于增强地面效应;当离地高度降低时,机翼下方的高压区面积和强度均随之逐渐增加。[结论]研究结果可为地效飞行器设计提供参考。 展开更多
关键词 地效飞行器 前掠翼 地面效应 机翼平面形状 气动特性
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高超声速边界层转捩研究进展与挑战 被引量:1
6
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
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变后掠翼超远程制导炮弹方案弹道优化方法
7
作者 高英瑞 史金光 +1 位作者 任华杰 耿宝魁 《弹道学报》 北大核心 2025年第2期69-75,128,共8页
为使超远程制导炮弹在全飞行空域中始终保持良好的气动特性,提升其最大射程与飞行效率,将变体飞行器技术应用于大口径超远程制导炮弹,设计了一种变后掠翼超远程制导炮弹的气动外形及变后掠翼方式,提出一种适配该类具有连续变后掠翼能力... 为使超远程制导炮弹在全飞行空域中始终保持良好的气动特性,提升其最大射程与飞行效率,将变体飞行器技术应用于大口径超远程制导炮弹,设计了一种变后掠翼超远程制导炮弹的气动外形及变后掠翼方式,提出一种适配该类具有连续变后掠翼能力的超远程制导炮弹方案弹道优化方法。通过引入变形参数来描述炮弹尾翼后掠角的变化,构建变后掠翼超远程制导炮弹的纵向动力学模型,采用粒子群优化算法,以全弹升阻比最大为目标函数,在设定约束条件下优化获得制导炮弹的尾翼后掠外形与舵偏角方案。通过对变后掠翼超远程制导炮弹与尾翼后掠角为零的基准固定尾翼外形进行方案弹道对比仿真计算。结果表明:变后掠翼超远程制导炮弹可以根据弹丸飞行速度连续改变尾翼后掠角,改变炮弹飞行时的空气阻力与升力,使炮弹在弹道滑翔段始终拥有良好的升阻比特性;相较于基准固定外形制导炮弹,采用变后掠翼的制导炮弹射程提高了8.9%。研究方法为连续变后掠翼超远程制导炮弹的方案弹道优化设计提供了理论依据与参考。 展开更多
关键词 变后掠翼 超远程制导炮弹 粒子群算法 弹道优化 连续变形
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非连续干扰和执行器复合非线性下可变翼飞机切换滑模控制
8
作者 蒙莉莎 陈晓明 +1 位作者 刘家冀 沈丹青 《电光与控制》 北大核心 2025年第3期42-50,共9页
针对近空间可变翼飞行器存在非连续干扰、不确定性、执行器死区和饱和非线性的复合问题,提出了一种基于滑模干扰观测器和辅助系统的自适应多模态切换滑模姿态控制器。首先,建立干扰和执行器非线性下飞行器的多模态非线性切换系统模型;然... 针对近空间可变翼飞行器存在非连续干扰、不确定性、执行器死区和饱和非线性的复合问题,提出了一种基于滑模干扰观测器和辅助系统的自适应多模态切换滑模姿态控制器。首先,建立干扰和执行器非线性下飞行器的多模态非线性切换系统模型;然后,针对不确定和非连续干扰,设计一种随模态同步切换的滑模干扰观测器对复合扰动进行估计;针对执行器存在死区和饱和复合非线性,引入死区右逆函数,将复合非线性等效为一个新的饱和环节,构造抗饱和辅助系统加以处理;接着,基于backstepping设计自适应多模态切换滑模面姿态跟踪控制器,不同于传统滑模控制,针对切换系统各个子系统设计不同滑模面,并通过一个过渡滑模面实现共同的坐标变换;利用Lyapunov理论和平均驻留时间法证明了闭环切换系统的稳定性;最后,通过与传统滑模控制对比,验证所提方法的有效性和优越性。 展开更多
关键词 近空间可变翼飞行器 切换系统 干扰观测器 执行器复合非线性 切换滑模控制 平均驻留时间
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一种新的变前掠翼无人机气动布局 被引量:26
9
作者 刘文法 王旭 米康 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期832-836,共5页
研究了一种新的变前掠翼无人机气动布局概念,在低、亚、跨和超声速状态下可通过改变机翼的前掠角来获取最佳的气动性能。根据设计指标和翼身融合技术初步设计了其几何外形,并采用三维Navier-Stokes方程数值模拟和对比分析了5种不同任务... 研究了一种新的变前掠翼无人机气动布局概念,在低、亚、跨和超声速状态下可通过改变机翼的前掠角来获取最佳的气动性能。根据设计指标和翼身融合技术初步设计了其几何外形,并采用三维Navier-Stokes方程数值模拟和对比分析了5种不同任务构型的气动特性。结果表明:①在Ma=0.6巡航时,平直翼加挂副油箱构型最大升阻比为14.55,而三角翼构型仅为8.29;②在Ma=0.4机动时,45°前掠翼构型失速迎角达到38°且具有最大的升力系数2.455,较平直翼构型提高了4.9%;③在Ma=1.5高速突防时,三角翼零升阻力系数最小,比平直翼加挂副油箱构型减小了14.4%,最大升阻比提高了34.6%;④所有计算状态下俯仰力矩特性均良好。研究结果验证了变前掠翼无人机气动布局新概念的合理性和先进性,可为高性能无人机的设计提供参考。 展开更多
关键词 无人机 变前掠翼 气动布局 翼身融合 数值模拟
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前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究 被引量:13
10
作者 刘文法 王旭 米康 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2008年第6期11-15,共5页
采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方... 采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。 展开更多
关键词 前掠翼 后掠翼 流动机理 数值研究 漩涡
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变后掠翼航弹滑翔弹道优化设计 被引量:12
11
作者 李伟明 孙瑞胜 +1 位作者 吴军基 刘鹏云 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期6-9,共4页
为增强变后掠翼航弹的滑翔能力,研究了一种变后掠翼航弹的滑翔弹道优化设计问题.分析了变后掠翼航弹的气动特性,将弹道优化问题转化为最优控制问题,利用最小值原理,推导了滑翔段飞行距离最大的必要条件,在此基础上采用粒子群算法对攻角... 为增强变后掠翼航弹的滑翔能力,研究了一种变后掠翼航弹的滑翔弹道优化设计问题.分析了变后掠翼航弹的气动特性,将弹道优化问题转化为最优控制问题,利用最小值原理,推导了滑翔段飞行距离最大的必要条件,在此基础上采用粒子群算法对攻角及后掠角进行寻优,形成了一种基于攻角与后掠角双变量控制的弹道优化设计方法.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量比固定外形和常规单变量控制的航弹射程显著提高,寻优结果符合气动特性分布规律,通过最优控制和粒子群算法优化弹道的方法是可行的. 展开更多
关键词 弹道优化 变后掠翼 粒子群算法 最优控制
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W-型无尾气动布局研究 被引量:18
12
作者 孙静 张彬乾 +2 位作者 周洲 陈迎春 李青 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期265-268,共4页
提出了一种新型的飞机气动外形—— W-型无尾布局及其气动设计思想 ,初步研究了两种气动布局方案 :前掠翼无尾气动布局和 W-型无尾气动布局。采用 Euler方程加附面层修正的数值分析方法 ,研究了两种布局的纵向气动性能 ,分析了翼身融合... 提出了一种新型的飞机气动外形—— W-型无尾布局及其气动设计思想 ,初步研究了两种气动布局方案 :前掠翼无尾气动布局和 W-型无尾气动布局。采用 Euler方程加附面层修正的数值分析方法 ,研究了两种布局的纵向气动性能 ,分析了翼身融合及机体大后掠侧缘对气动性能的影响。结果表明 ,W-型无尾气动布局具有良好的气动性能 ,其气动设计思想合理可行 ,具有良好的发展前景。 展开更多
关键词 W-型无尾布局 前掠翼 翼身融合 流动控制
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基于升华法实验研究后掠翼三维边界层的转捩 被引量:8
13
作者 杨永 左岁寒 +1 位作者 李喜乐 李悦立 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期40-43,49,共5页
在西北工业大学的低湍流度风洞,采用升华法研究不同雷诺数下后掠翼上表面的转捩现象。实验发现雷诺数较低时,后掠翼上的转捩由流向不稳定触发,转捩位置在最小压力点之后,转捩分界为一条直线;当雷诺数足够大时,转捩由横流驻波不稳定触发... 在西北工业大学的低湍流度风洞,采用升华法研究不同雷诺数下后掠翼上表面的转捩现象。实验发现雷诺数较低时,后掠翼上的转捩由流向不稳定触发,转捩位置在最小压力点之后,转捩分界为一条直线;当雷诺数足够大时,转捩由横流驻波不稳定触发,转捩提前到最小压力点之前,转捩分界呈现尖楔形状。该结果表明升华法不但能够较准确地分辨出后掠翼上的转捩位置,还能够区分不同的转捩机理,判断转捩是由流向不稳定还是横流驻波不稳定触发。此外,实验中还发现在横流驻波不稳定增长较大时,升华法能够提供转捩上游区域边界层内的横流不稳定信息;当横流驻波不稳定进一步增强时,该不稳定受模型表面粗糙度的影响较大,萘的喷涂有可能会影响到升华法的结果。 展开更多
关键词 后掠翼 边界层 转捩 横流驻波不稳定 升华法
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开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究 被引量:7
14
作者 王旭 于冲 +1 位作者 苏新兵 陈鹏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期741-749,共9页
针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效... 针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。 展开更多
关键词 变前掠翼 开裂式方向舵 数值模拟 操纵性能 流场
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前掠翼与平直翼布局气动特性的比较分析 被引量:7
15
作者 王旭 黄萌 +1 位作者 任智静 刘雄 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2011年第4期1-4,共4页
基于ANSYS 11.0的计算流体力学模块CFX,选取Reynolds平均的三维N-S方程及SST涡粘湍流模型,采用数值计算和流场可视化分析方法,对变前掠翼布局在低速起飞/着陆及高跨音速作战使用状态的气动性能进行了计算。着重对前掠翼与平直翼布局气... 基于ANSYS 11.0的计算流体力学模块CFX,选取Reynolds平均的三维N-S方程及SST涡粘湍流模型,采用数值计算和流场可视化分析方法,对变前掠翼布局在低速起飞/着陆及高跨音速作战使用状态的气动性能进行了计算。着重对前掠翼与平直翼布局气动特性和流动机理进行了比较,通过对涡结构的分析发现,机翼前掠使得机翼前缘涡和鸭翼机身涡呈"V"字型靠近并相互加强,从而诱导出了二次涡,大大提高了对翼面气流分离的控制能力,验证了增大升力系数和失速迎角的机理。计算结果表明变前掠翼布局设计合理。 展开更多
关键词 变前掠翼 气动特性 流动机理 数值分析 涡结构 气流分离
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变前掠翼气动布局纵向性能研究 被引量:11
16
作者 刘文法 王旭 +1 位作者 张乐 米康 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2008年第4期4-7,共4页
发展和改进了一种变前掠翼气动布局及其设计思想,设计了集战斗和轰炸于一体的通用任务模式,并根据设计指标和翼身融合技术初步设计了变翼几何外形。采用N-S方程计算了该几何外形不同构型的纵向气动性能,分析了机翼前掠角对不同任务模式... 发展和改进了一种变前掠翼气动布局及其设计思想,设计了集战斗和轰炸于一体的通用任务模式,并根据设计指标和翼身融合技术初步设计了变翼几何外形。采用N-S方程计算了该几何外形不同构型的纵向气动性能,分析了机翼前掠角对不同任务模式下纵向气动性能的影响。结果表明,变前掠翼气动布局可通过改变机翼前掠角来获取最佳纵向气动性能。 展开更多
关键词 变前掠翼 气动布局 纵向性能
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变前掠翼布局气动特性及流动机理研究 被引量:11
17
作者 刘文法 王旭 刘雄 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第5期559-564,共6页
基于N-S控制方程和流场数值计算方法,研究了变前掠翼布局的气动特性和流动机理。低亚声速下,平直翼构型展弦比最大,因而最高的气动效率,适合起飞和着陆;跨声速时,前掠翼构型均有很好的低阻和失速特性,适合巡航或机动;超声速时,三角翼构... 基于N-S控制方程和流场数值计算方法,研究了变前掠翼布局的气动特性和流动机理。低亚声速下,平直翼构型展弦比最大,因而最高的气动效率,适合起飞和着陆;跨声速时,前掠翼构型均有很好的低阻和失速特性,适合巡航或机动;超声速时,三角翼构型的零升阻力和激波阻力最小,可用于高速突防或逃逸。本文研究结果可为多功能战斗机的气动布局设计提供参考。 展开更多
关键词 变前掠翼 气动布局 气动特性 流动机理 N-S方程
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前掠翼布局中鸭翼气动影响的数值模拟 被引量:8
18
作者 任智静 王旭 刘文法 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期1318-1323,共6页
采用三维Navier-Stokes方程和剪切应力输运(SST)湍流模型,就鸭翼不同位置和形状对前掠翼鸭式布局气动性能的影响进行数值模拟,并针对风洞试验方法难于分部件研究机翼、鸭翼以及机身各自气动特性的缺点,对布局升阻特性按部件分解研究并... 采用三维Navier-Stokes方程和剪切应力输运(SST)湍流模型,就鸭翼不同位置和形状对前掠翼鸭式布局气动性能的影响进行数值模拟,并针对风洞试验方法难于分部件研究机翼、鸭翼以及机身各自气动特性的缺点,对布局升阻特性按部件分解研究并分析流动机理。研究结果表明:前掠翼鸭式布局气动性能(特别是在大迎角情况下)与鸭翼位置及其形状紧密相关,高位近距后掠式鸭翼可以与机翼产生更为有利的相互干扰,与无鸭翼布局相比最大升力系数提高约28.3%,最大升阻比提高约15.4%,大大地提高了前掠翼布局的纵向气动性能。该研究结果可为先进前掠翼布局飞机的预研和发展提供一定的理论参考。 展开更多
关键词 前掠翼 鸭翼 气动特性 数值模拟 流动机理
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基于多属性决策的气动隐身多目标优化 被引量:12
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作者 廖炎平 刘莉 龙腾 《机械工程学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第13期132-140,共9页
针对多目标优化结果排序与选择的多属性决策(Multi-attribute decision making,MADM)问题,将多目标优化与MADM相结合,提出基于MADM的多目标优化方法,并将该方法应用于跨声速前掠翼(Forward-swept wing,FSW)气动隐身多目标优化中,优化结... 针对多目标优化结果排序与选择的多属性决策(Multi-attribute decision making,MADM)问题,将多目标优化与MADM相结合,提出基于MADM的多目标优化方法,并将该方法应用于跨声速前掠翼(Forward-swept wing,FSW)气动隐身多目标优化中,优化结果提高了跨声速FSW的气动和隐身性能。采用类别形状函数变换法(Class-shape function transformation,CST)方法对翼型几何外形进行描述,实现FSW气动和隐身多学科优化设计模型的参数化描述。建立基于N-S方程的计算流体力学方法的FSW气动分析模型和基于矩量法的计算电磁学方法的FSW隐身分析模型。将Pareto多目标遗传算法得到的Pareto非劣解集构成MADM矩阵,采用基于模糊熵权的改进的逼近理想解的排序法(Modified technique for order preference by similarity to ideal solution,M-TOPSIS)方案评价方法进行Pareto非劣解排序,最终确定最佳的Pareto非劣解。研究结果验证了所提出方法的有效性,为多目标优化问题提供了一种新的解决途径。 展开更多
关键词 多属性决策 多目标优化 模糊熵权 前掠翼 Pareto遗传算法
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近距鸭翼高度对鸭翼-前掠翼布局纵向气动特性影响的实验研究 被引量:6
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作者 展京霞 王晋军 +1 位作者 赵霞 李天 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期50-54,共5页
前掠翼布局由于其潜在的优越性,在未来战斗机的研究设计中将占有日益重要的地位。本文通过风洞测力实验,研究了近距鸭翼相对于前掠主机翼的高度对布局纵向气动性能的影响。实验结果表明:随着主机翼前掠角的增大,近距鸭翼布置高度逐渐增... 前掠翼布局由于其潜在的优越性,在未来战斗机的研究设计中将占有日益重要的地位。本文通过风洞测力实验,研究了近距鸭翼相对于前掠主机翼的高度对布局纵向气动性能的影响。实验结果表明:随着主机翼前掠角的增大,近距鸭翼布置高度逐渐增加可获得较好的气动特性。 展开更多
关键词 前掠翼 近距鸭翼 升力 阻力 升阻比
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