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系留气球尾翼变形对气动特性的影响
1
作者 高国柱 《舰船电子工程》 2026年第1期103-108,共6页
为了研究尾翼变形对系留气球气动特性的影响,基于ABAQUAS软件建立系留气球结构有限元模型,采用空中工作状态对尾翼结构变形进行数值仿真。根据尾翼变形的结构仿真结果,分别建立了理想尾翼系留气球和变形尾翼系留气球的气动模型,采用CFD... 为了研究尾翼变形对系留气球气动特性的影响,基于ABAQUAS软件建立系留气球结构有限元模型,采用空中工作状态对尾翼结构变形进行数值仿真。根据尾翼变形的结构仿真结果,分别建立了理想尾翼系留气球和变形尾翼系留气球的气动模型,采用CFD计算方法进行数值模拟,并对气动特性进行对比分析,从机理上分析了尾翼变形对气动特性产生影响的原因。研究结果表明:由于尾翼变形,严重恶化了系留气球的气动性能,在攻角达到一定角度之后,尾翼变形诱发了大范围的流动分离;由于尾翼变形,在正攻角时,系留气球的升力变小,阻力增大,俯仰稳定性恶化;在系留气球设计时,需要考虑尾翼变形对系统稳定性带来的不利影响。研究结果可为系留气球的发展及研制提供有益的参考。 展开更多
关键词 系留气球 尾翼 结构变形 气动特性
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混合增强黑翅鸢优化算法及其应用
2
作者 王玉芳 程培浩 闫明 《计算机科学与探索》 北大核心 2026年第1期99-121,共23页
针对黑翅鸢优化算法(BKA)收敛速度慢和易陷入局部最优的局限性,提出了一种混合增强黑翅鸢优化算法(HEBKA),旨在提升算法的全局搜索能力和优化性能。HEBKA通过引入红尾鹰优化算法替换BKA的攻击阶段,并结合Bernoulli混沌映射作为攻击调节... 针对黑翅鸢优化算法(BKA)收敛速度慢和易陷入局部最优的局限性,提出了一种混合增强黑翅鸢优化算法(HEBKA),旨在提升算法的全局搜索能力和优化性能。HEBKA通过引入红尾鹰优化算法替换BKA的攻击阶段,并结合Bernoulli混沌映射作为攻击调节因子,以简化算法流程并显著增强全局搜索能力,从而有效提高收敛效率。借鉴黑寡妇优化算法的信息素机制,HEBKA将种群划分为优秀个体和劣质个体两类:对优秀个体实施迁徙操作以引导种群向最优解方向移动,而对劣质个体施加随机扰动以增加种群的多样性,从而减少对领导者迁徙的盲目依赖,避免种群过早收敛。当种群出现聚集现象时,HEBKA针对最优个体引入正交试验-准反射扰动策略,通过正交试验设计高效探索解空间,并利用准反射机制引入适度扰动,进一步增强算法跳出局部最优的能力。为验证HEBKA的改进效果,在CEC2017测试函数集上开展了仿真实验,与多种优化算法进行收敛性分析及Wilcoxon非参数统计检验,结果表明HEBKA在收敛速度、优化精度和鲁棒性方面均显著优于对比算法,展现出优秀的全局搜索能力和稳定性。HEBKA被应用于二维和三维旅行商问题(TSP)的求解,通过在实际复杂优化问题中的表现,验证了其高效性和应用潜力。 展开更多
关键词 黑翅鸢优化算法 红尾鹰优化算法 劣质个体分类策略 正交试验-准反射扰动 旅行商问题
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尾缘锯齿参数对风力机翼型气动性能的影响研究
3
作者 朱宇 凡盛 +3 位作者 詹佳普 冯学斌 梁鹏程 胡杰桦 《机械设计与研究》 北大核心 2025年第4期322-325,共4页
风电叶片尾缘处加装锯齿结构能有效降低噪声污染,但同时也会导致气动性能发生变化,从而影响到风机的发电量和运转时受到的载荷,尾缘锯齿结构对气动性能的影响不容忽视。针对尾缘锯齿结构,采用计算流体力学(CFD)仿真方法对带尾缘锯齿的... 风电叶片尾缘处加装锯齿结构能有效降低噪声污染,但同时也会导致气动性能发生变化,从而影响到风机的发电量和运转时受到的载荷,尾缘锯齿结构对气动性能的影响不容忽视。针对尾缘锯齿结构,采用计算流体力学(CFD)仿真方法对带尾缘锯齿的风力机翼型进行数值模拟,对比不同锯齿宽高比和不同相对齿高下翼型的气动力,分析尾缘锯齿参数对风力机翼型气动性能的影响,为风机的发电量和所受到的载荷评估提供参考。结果表明:翼型加上尾缘锯齿后,升力系数上升,而阻力系数和力矩系数也有所增大,升阻比略大于原始翼型,反映到叶片上即加装尾缘锯齿会增加叶片的运转功率从而提高发电量,但同时也会增加所受到的载荷,因此需要考虑尾缘锯齿对风机结构安全的影响;不同锯齿宽高比下翼型的气动性能没有显著的区别,其中最大升力系数随着锯齿宽高比的增大有小幅的增大;当相对齿高增大时,翼型的升力系数上升,而阻力系数和力矩系数也有所增大,最大升阻比是先增大后减小,反映到叶片上即发电量也随着增加,且叶片所受到的载荷也随着增加。 展开更多
关键词 翼型 尾缘锯齿 气动性能 数值模拟
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新型双翼四旋翼尾座式飞行器总体设计
4
作者 穆力嘉 邓礼 +2 位作者 刘琪 田鏖 杨剑挺 《飞行力学》 北大核心 2025年第5期33-39,47,共8页
为研究尾座式飞行器气动布局优化问题,设计了一款新型双翼四旋翼尾座式飞行器。综合考虑垂直起降、模态转换和平飞巡航多模态全过程,对飞行器总体布局特别是桨翼融合进行设计。在确定总体布局并实现力的作用点及旋翼旋转方向合理分配的... 为研究尾座式飞行器气动布局优化问题,设计了一款新型双翼四旋翼尾座式飞行器。综合考虑垂直起降、模态转换和平飞巡航多模态全过程,对飞行器总体布局特别是桨翼融合进行设计。在确定总体布局并实现力的作用点及旋翼旋转方向合理分配的基础上,建立了飞行器六自由度动力学与运动学模型。对六自由度飞行全过程进行了控制分析并给出控制策略。仿真结果表明,所设计的飞行器能实现飞行全过程的简便高效控制。 展开更多
关键词 尾座式飞行器 桨翼融合 总体布局设计 飞行力学 飞行控制
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民用飞机平尾前缘鸟撞数值分析及试验验证 被引量：16
5
作者 谢灿军 童明波 +2 位作者 刘富 郭亚洲 朱书华 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2015年第14期172-178,共7页
用电子液压拉伸试验机与分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行2024-T3、7075-T6铝合金材料不同应变率的拉伸试验,拟合出反映两种材料应变率强化效应的Johnson-Cook本构方程。通过SHTB动态拉伸试验获得7种铆钉的极限拉伸、剪切载荷。基于瞬... 用电子液压拉伸试验机与分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行2024-T3、7075-T6铝合金材料不同应变率的拉伸试验,拟合出反映两种材料应变率强化效应的Johnson-Cook本构方程。通过SHTB动态拉伸试验获得7种铆钉的极限拉伸、剪切载荷。基于瞬态动力学软件PAM-CRASH,利用元件级材料试验获得铝合金本构方程及连接件动态失效参数,耦合光滑粒子流体动力学(SPH)方法与有限元方法建立民机平尾前缘鸟撞数值模型进行试验并验证数值计算结果。计算、试验结果的一致性表明,所建鸟撞数值计算模型合理、可靠。整个积木式试验、分析流程可为民机结构抗鸟撞设计提供有力参考。 展开更多
关键词 鸟撞 数值分析 本构模型 平尾 试验
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基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响 被引量：5
6
作者 缪涛 陈波 +2 位作者 马率 杨小川 丁兴志 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期87-98,共12页
螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰,研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,数值模拟了某... 螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰,研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态,通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上,分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算,结果表明:扣除尾翼气动力后,有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致,俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系;对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线,发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围,不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为,在飞机初期设计和选型阶段,螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰,可简化为滑流单向对尾翼产生影响,尾翼对滑流的影响可以忽略。 展开更多
关键词 螺旋桨 滑流 尾翼 动态重叠网格 下洗角 侧洗角
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超声速机翼－尾翼对突风动态响应的数值方法 被引量：10
7
作者 谢正桐 周文伯 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第3期344-348,共5页
本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元法，结合时间历程法，计算机翼－尾翼组合体对突风动态响应的气动性能。本文介绍的方法，特别适于研究、分析各类飞行器非定常动态响应，为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一个行之有效的... 本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元法，结合时间历程法，计算机翼－尾翼组合体对突风动态响应的气动性能。本文介绍的方法，特别适于研究、分析各类飞行器非定常动态响应，为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一个行之有效的计算方法。编制的计算程序快捷、精度好。本文提供了单个机翼对突风动态响应的几个算例，有的与Ｌｏｍａｘ解进行了比较，吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的，程序是成功的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受机翼洗流影响的过程。 展开更多
关键词 超声速流 突风动态响应 机翼 尾翼 组合体
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微型扑翼飞行器扑翼/尾翼气动干扰的数值研究 被引量：2
8
作者 王掩刚 陈为雄 +1 位作者 邓双厚 赵旭民 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期257-264,共8页
以二维刚性约束条件下的微型扑翼飞行器模型为研究对象,在动网格技术基础上,应用非定常数值分析手段对比分析了单翼/纵列翼布局的气动性能,深入研究了纵列翼缩减频率、扑翼—尾翼无量纲水平间距、来流攻角对其气动性能的影响.结果表明：... 以二维刚性约束条件下的微型扑翼飞行器模型为研究对象,在动网格技术基础上,应用非定常数值分析手段对比分析了单翼/纵列翼布局的气动性能,深入研究了纵列翼缩减频率、扑翼—尾翼无量纲水平间距、来流攻角对其气动性能的影响.结果表明：1纵列翼尾翼对扑翼产生正效应干扰,相对于单翼布局,扑翼—尾翼无量纲水平间距为0.5倍翼型弦长时的纵列翼布局的推力系数和推进效率分别增加28.7%和5.7%;2缩减频率是影响推力的关键参数,随着缩减频率的增加,脱落涡的强度增加,推力系数增大.对于单翼、纵列翼两种布局模式,当缩减频率在1.0附近时推进效率达到最优;3对于纵列翼布局,在扑翼—尾翼无量纲水平间距为1.1倍翼型弦长时推进效率达到峰值;4在0°-20°来流攻角变化范围内,随着来流攻角的增加,升力系数增加,推力系数减小,当来流攻角大于9°时,两种布局的推力均为负值. 展开更多
关键词 扑翼/尾翼气动干扰 微型扑翼飞行器 缩减频率 无量纲水平间距 来流攻角
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双立尾和三角翼之间的气动干扰实验研究 被引量：6
9
作者 高杰 张明禄 吕志咏 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2005年第3期51-57,共7页
在北航的风洞和水洞中进行了关于双立尾与三角翼组合外形的气动特性实验研究,研究了不同位置的立尾与三角翼的干扰机理。实验选取4个不同后掠角三角翼、每个三角翼设置6种立尾位置,研究这些参数对三角翼气动特性的影响。基于实验结果的... 在北航的风洞和水洞中进行了关于双立尾与三角翼组合外形的气动特性实验研究,研究了不同位置的立尾与三角翼的干扰机理。实验选取4个不同后掠角三角翼、每个三角翼设置6种立尾位置,研究这些参数对三角翼气动特性的影响。基于实验结果的分析和比较,提出了气动干扰的机理,比较了立尾的展向和弦向位置的干扰特性,以及三角翼和立尾特性间的干扰,最后给出了最优的立尾位置。 展开更多
关键词 三角翼 立尾 涡破裂 气动特性
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双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究 被引量：10
10
作者 吕志咏 张明禄 高杰 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期13-16,22,共5页
在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振... 在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振。抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的。对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明，立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波。对于本实验使用的模型来说，当机翼迎角α=0°-20°范围，由于流动是附着流和涡流，所以立尾没有明显抖振；当机翼迎角在α=20°-56°范围，立尾处在破裂涡流的范围，立尾抖振明显，并且抖振强度在35°-50°之间达到最大。因此，三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因。 展开更多
关键词 三角翼 双立尾 抖振 螺旋波
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边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究 被引量：1
11
作者 杨青 李劲杰 +3 位作者 杨永年 牟让科 张积亭 齐丕骞 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期281-285,共5页
对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂... 对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。 展开更多
关键词 双垂尾抖振 边条翼布局 根部弯矩 翼尖加速度
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一种变体尾翼的气动-隐身特性研究 被引量：3
12
作者 马晓永 苏继川 +2 位作者 钟世东 黄勇 张诣 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第5期896-900,I0002,共6页
飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定... 飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定性与控制问题,同时又兼顾全机的隐身特性。通过对多功能变体尾翼气动、隐身特性研究,以及风洞、微波暗室试验验证,表明该变体尾翼具有良好的气动-隐身综合性能。以马赫数0.9、迎角0°为例,尾翼打开45°后,偏航力矩系数对侧滑角导数值从-0.0001增大至0.0004,航向稳定性明显得到改善;马赫数0.9和2.0时,尾翼上反打开45°后,焦点分别后移1.0%和前移5.3%平均气动弦长;隐身特性方面,尾翼打开时隐身性能有所下降,尤其是对"垂直-垂直"极化影响较大,雷达散射面积峰值视角变宽,平均高出约5dB (X^Ku频段)。对于小展弦比变体飞翼布局方案,提出的多功能变体尾翼概念较好地解决了飞翼横航向稳定性及控制问题,具有一定的应用价值。 展开更多
关键词 飞翼 变体尾翼 气动布局 气动性能 隐身特性
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基于隐式嵌套重叠网格技术的阻力预测 被引量：12
13
作者 徐嘉 刘秋洪 +1 位作者 蔡晋生 屈崑 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期208-217,共10页
采用一种多层多块隐式嵌套重叠网格技术,对美国国家航空航天局通用化研究模型(NASA-CRM)翼身平尾(WBT)组合体进行了数值模拟与分析。多层多块隐式嵌套重叠网格技术是结合多层多块嵌套重叠网格处理策略和隐式切割方法,在建立重叠网格之... 采用一种多层多块隐式嵌套重叠网格技术,对美国国家航空航天局通用化研究模型(NASA-CRM)翼身平尾(WBT)组合体进行了数值模拟与分析。多层多块隐式嵌套重叠网格技术是结合多层多块嵌套重叠网格处理策略和隐式切割方法,在建立重叠网格之间的流场信息传递关系时,基于网格单元切割准则选择"最优"重叠单元而无需人工设定插值边界。对美国AIAA委员会召开的第4届阻力预测研讨会(DPW-4)提供的CRM WBT组合体生成4种不同密度的结构化多层多块嵌套重叠网格,并采用计算流体力学(CFD)方法进行数值计算和阻力预测,计算结果与CFL3D和OVERFLOW的结果进行了对比。数值模拟结果表明:计算得到的压力分布和极曲线与CFL3D和OVERFLOW的结果几乎相同,说明了隐式嵌套重叠网格技术的有效性,同时也验证了流场求解方法与程序的可靠性。当迎角增大到3°左右时,在机身与机翼、尾翼连接处出现明显的分离涡,影响CRM WBT组合体的气动特性。在阻力预测方面,增加网格密度能够提高阻力预测的精度。采用不同的湍流模型会导致升、阻力系数的计算结果存在一定的差异,因此,湍流模型的选择也是阻力预测需要考虑的因素。 展开更多
关键词 数值模拟 阻力系数 重叠网格 多层多块嵌套策略 隐式切割方法 翼身平尾组合体
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拖网的网袖结构对其性能的影响 被引量：7
14
作者 万荣 侯恩淮 《海洋湖沼通报》 CSCD 北大核心 1992年第3期60-63,共4页
将拖网袖端由单燕尾改为双燕尾结构,改善了拖网上纲和网袖网线的受力,有利于网口的垂直扩张。经网模水池对此试验验证,双燕尾袖端结构对于提高拖网网口垂直扩张具有较为明显的效果,且根据试验观察,设计网在常规拖曳速度下,网形良好、稳... 将拖网袖端由单燕尾改为双燕尾结构,改善了拖网上纲和网袖网线的受力,有利于网口的垂直扩张。经网模水池对此试验验证,双燕尾袖端结构对于提高拖网网口垂直扩张具有较为明显的效果,且根据试验观察,设计网在常规拖曳速度下,网形良好、稳定。理论分析与试验结果相符。 展开更多
关键词 拖网 袖端 双燕尾结构 鱼网
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涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟 被引量：7
15
作者 韩冰 徐敏 +1 位作者 蔡天星 姚伟刚 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期788-795,共8页
采用数值模拟方法研究了大后掠三角翼前缘涡破裂诱导的垂尾抖振问题,分析了大迎角条件下的垂尾抖振特性。采用Navier-Stokes方程求解非定常气动力、耦合结构动力学方程,建立了气动弹性方程,在时域内采用松耦合方式推进以得到垂尾结构响... 采用数值模拟方法研究了大后掠三角翼前缘涡破裂诱导的垂尾抖振问题,分析了大迎角条件下的垂尾抖振特性。采用Navier-Stokes方程求解非定常气动力、耦合结构动力学方程,建立了气动弹性方程,在时域内采用松耦合方式推进以得到垂尾结构响应。研究结果表明:涡破裂流的脉动频带覆盖了垂尾扭转模态的固有频率,诱发了垂尾抖振现象;与传统的颤振频域响应特性不同,垂尾抖振响应的各阶位移与加速度响应主频均位于各阶结构模态固有频率附近。此外,弯曲与扭转响应存在耦合效应,且耦合作用的频率与提取的垂尾表面气动载荷脉动频率一致。垂尾的位移响应由一阶弯曲模态主导,振幅不大;加速度响应主要由扭转模态产生,量级较大,使结构持续遭受严重的附加惯性载荷作用。 展开更多
关键词 垂尾抖振 大后掠三角翼 大迎角 弯扭耦合 抖振加速度
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大客车不同前围和尾翼下的风洞试验对比研究 被引量：1
16
作者 杨永柏 黄宜坚 +1 位作者 谭鸿迅 胡兴军 《客车技术与研究》 2016年第6期54-57,共4页
为评价客车的气动特性,针对一量产大客车模型进行不同前围造型和尾翼方案的风洞试验对比研究。结果表明,前围倾角加大,气动阻力系数变小;侧向力系数随横摆角增加而大幅增加;加装合理尾翼可减少气动阻力。
关键词 大客车 风洞试验 气动特性 前围 尾翼
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双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究 被引量：2
17
作者 郑遂 李桂生 +1 位作者 蔡广平 昂海松 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第2期248-251,共4页
对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间... 对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于"侧滑"气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。 展开更多
关键词 边条翼布局 双垂尾 前体涡 大迎角 升力
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翼型宽尾墩后河床冲刷机理研究 被引量：1
18
作者 崔莉 王庆国 +1 位作者 梁胜发 张海英 《大连理工大学学报》 CAS CSCD 北大核心 1999年第5期694-699,共6页
对溢流坝段闸墩尾部型式进行了试验研究，特别对翼型宽尾墩引起的挑跌水流作用于河床上的动水压力特性、挑距及冲刷范围随平均流场参数变化的规律作了探讨． 并将定床试验的力学特性与动床试验的冲坑特性之间的关系作了初步研究，给出... 对溢流坝段闸墩尾部型式进行了试验研究，特别对翼型宽尾墩引起的挑跌水流作用于河床上的动水压力特性、挑距及冲刷范围随平均流场参数变化的规律作了探讨． 并将定床试验的力学特性与动床试验的冲坑特性之间的关系作了初步研究，给出了冲坑深度与范围的计算方法． 展开更多
关键词 挑流消能 局部冲刷 翼型宽尾墩 溢流坝 泄洪消能
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机翼-机身-尾翼结构的跨音速颤振分析研究 被引量：1
19
作者 杨青 梁强 杨永年 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期84-88,共5页
利用无限插值方法 ( TFI)生成三维多块贴体运动网格 ,以 Navier- Stokes方程为控制方程 ,求解机翼 -机身 -尾翼结构的跨音速非定常气动力 ,并与颤振方程耦合迭代计算 ,求解飞行器广义位移响应的时间历程 ,根据广义位移的时间历程的衰减... 利用无限插值方法 ( TFI)生成三维多块贴体运动网格 ,以 Navier- Stokes方程为控制方程 ,求解机翼 -机身 -尾翼结构的跨音速非定常气动力 ,并与颤振方程耦合迭代计算 ,求解飞行器广义位移响应的时间历程 ,根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定飞行器跨音速颤振临界条件。为了提高计算效率 ,研制了以多台微机组成的分布式计算系统。开发了颤振分析并行软件。经算例验证 。 展开更多
关键词 N—S方程 颤振 跨音速 分布式并行计算 机翼-机身-尾翼结构
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超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法 被引量：3
20
作者 周文伯 裘松刚 严震 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第1期100-107,共8页
本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态... 本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。 展开更多
关键词 超声速流动 数值计算 机翼
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