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黏土海床侧翼单桩基础水平累积位移规律
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作者 段伦良 伍赟昊 +2 位作者 湛波粼 王多银 AZIZ Zahid 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第24期10407-10415,共9页
为研究水平循环荷载下侧翼单桩基础结构力学行为特征,采用有限元软件ABAQUS建立侧翼单桩-黏土相互作用三维数值模型,并通过USDFLD子程序引入土体刚度衰减模型,研究黏土海床侧翼单桩基础水平位移累积规律。结果表明:循环荷载下土体刚度... 为研究水平循环荷载下侧翼单桩基础结构力学行为特征,采用有限元软件ABAQUS建立侧翼单桩-黏土相互作用三维数值模型,并通过USDFLD子程序引入土体刚度衰减模型,研究黏土海床侧翼单桩基础水平位移累积规律。结果表明:循环荷载下土体刚度、基础嵌入深度、荷载幅值及翼板尺寸会影响侧翼单桩基础水平位移响应,其翼板长、宽及厚度对侧翼单桩基础水平位移的影响强度依次减弱;在循环加载次数较小时,侧翼单桩基础水平位移与土体初始强度之间的关系呈线性关系,随着随循环加载次数增大,二者之间的非线性逐渐增强;局部冲刷会通过减少翼板与土体的接触面积影响侧翼单桩基础水平位移。研究成果不但能够丰富现有桩基理论,而且可为侧翼单桩基础设计提供科学参考。 展开更多
关键词 水平循环荷载 侧翼单桩 刚度衰减 累积位移 局部冲刷
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Detached-eddy simulation of wing-tip vortex in the near field of NACA 0015 airfoil 被引量:3
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作者 梁志成 薛雷平 《Journal of Hydrodynamics》 SCIE EI CSCD 2014年第2期199-206,共8页
In the present study, the formation of the wing-tip vortex from a rectangular NACA0015 wing with a square tip at the Reynolds number of 1.8× 105 and the angles of attack (AOA) α = 8° and 10° were sim... In the present study, the formation of the wing-tip vortex from a rectangular NACA0015 wing with a square tip at the Reynolds number of 1.8× 105 and the angles of attack (AOA) α = 8° and 10° were simulated with an incompressible detached eddy simulation (DES) method and the Reynolds averaged Navier-Stokes (RANS) equations with the SA model respectively. Numerical results were compared with experimental results to validate the capability of the employed methods in resolving tip vortex flows. The results show that DES model could capture the complicated three-dimensional structures in the vortex, and the streamwise vorticity and the cross-flow velocity agree with the experiment results quite well, but RANS-SA model with the same grid as that of DES failed to capture the correct structures and under-predicted the streamwise vorticity in the vortex by 40%. The present study suggests that under the same calculation cost, DES but not RANS-SA could be used to effectively predict the flow characteristics in tip vortex. 展开更多
关键词 detached eddy simulation (DES) RANS-SA wing-tip vortex
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带扩口折叠翼尖的大展弦比机翼气动弹性研究
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作者 叶博 杨佑绪 +2 位作者 卢嘉成 余灵富 成志勇 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期241-250,共10页
扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响... 扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响应以及颤振分析,研究了铰链方向、刚度、翼尖质量与翼尖重心位置对载荷响应与颤振特性的影响。结果表明,扩口折叠翼尖在合适的参数下能够显著降低机翼的静载荷与突风载荷,在静气动弹性配平分析中,折叠翼尖可以使展长增加25%而几乎不增加翼根弯矩,并使配平攻角降低了0.14°。在突风响应分析中可使最大翼根弯矩相比于固定翼尖减少近50%,仅比不带翼尖的基准模型高17%。但颤振速度有所降低,需进一步优化以改善其颤振特性。 展开更多
关键词 飞行载荷 突风响应 折叠翼尖 突风减缓 颤振
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聚合-分体飞行器气动特性
4
作者 郭廷宇 闫溟 解春雷 《航空学报》 CSCD 北大核心 2024年第S1期185-198,共14页
智能集群组网是中小型无人机发展的重要方向之一。但传统的无人机集群难以兼顾长时滞空、远程运载和规模部署、快速响应的多重要求,为此,聚合-分体技术应运而生。将多架同构/异构的无人机通过翼尖连接的方式聚合成一架大展弦比飞行器,... 智能集群组网是中小型无人机发展的重要方向之一。但传统的无人机集群难以兼顾长时滞空、远程运载和规模部署、快速响应的多重要求,为此,聚合-分体技术应运而生。将多架同构/异构的无人机通过翼尖连接的方式聚合成一架大展弦比飞行器,并根据任务需求自由分离和组合的聚合-分体技术,可充分结合分离集群高机动、大速度的优势和聚合整体长航时、强生存的优势,极大地增强集群无人机的使用效能。采用计算流体动力学方法,对聚合-分体飞行器的2个重要气动问题开展分析研究,一是计算了典型构型的小型无人机在聚合前后的气动力变化情况,分析了不同构型和数量的无人机聚合后的减阻效果,探讨了组合体飞行器的最佳聚合参数和聚合-分体飞行器的气动外形设计规律;二是针对翼尖对接过程中两侧机翼翼尖涡流扰动强烈、非线性强,严重影响对接分离过程中姿态控制的问题,基于3种典型的翼尖对接方式,分析了翼尖对接中翼尖涡演化和气动力扰动变化情况,探讨了最佳的对接方式和对接参数,可为聚合-分体过程中的飞行控制提供进一步支撑。 展开更多
关键词 聚合-分体飞行器 无人机集群 翼尖对接 翼尖涡 计算流体动力学
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翼尖涡流场特性及其控制 被引量:17
5
作者 顾蕴松 程克明 郑新军 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第4期446-451,共6页
大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度。通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法。应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结... 大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度。通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法。应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律。在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡。研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上。其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡。在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度。 展开更多
关键词 翼尖涡 涡控制 翼梢涡扩散器 流场测量 七孔探针
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弯折翼尖对飞翼布局飞机气动特性影响 被引量:5
6
作者 刘志涛 蒋永 +2 位作者 聂博文 岑飞 徐圣 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第6期196-205,共10页
为提升无尾飞翼布局飞机航向控制能力,以典型飞翼布局飞机模型为研究对象设计了翼尖可绕弦线方向偏转结构。基于FL-14风洞单自由度动态试验系统开展了静态和动导数试验,研究了飞翼布局飞机基本气动特性及翼尖偏转对全机气动特性的影响... 为提升无尾飞翼布局飞机航向控制能力,以典型飞翼布局飞机模型为研究对象设计了翼尖可绕弦线方向偏转结构。基于FL-14风洞单自由度动态试验系统开展了静态和动导数试验,研究了飞翼布局飞机基本气动特性及翼尖偏转对全机气动特性的影响。结果表明:无尾飞翼布局飞机航向呈静不稳定,航向动稳定性极弱,航向增稳设计及控制很有必要;翼尖偏转有助于增强飞机的航向静、动稳定性,并很好地解决了传统阻力类舵面航向增稳时导致全机升阻比下降气动效率降低的问题;翼尖偏转能够有效改善飞翼布局飞机恶化的荷兰滚模态使之趋近于常规布局飞机模态,这有利于简化飞机横航向控制律设计方法。弯折翼尖结构具有舵面少、效率高的特点,是航向增稳的有效手段,具有应用价值。 展开更多
关键词 飞翼布局 弯折翼尖 航向控制 风洞试验 动导数
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三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究 被引量:5
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作者 于冲 王旭 +1 位作者 陈鹏 苏新兵 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第11期1975-1983,共9页
基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度... 基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。 展开更多
关键词 变前掠翼 三角翼飞行器 全动翼尖 流场 数值分析 操纵性能 操纵面
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无尾飞机布局方向控制特性研究 被引量:5
8
作者 刘刚 邱玉鑫 +1 位作者 陈洪 杨其德 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2003年第4期1-9,共9页
介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果。在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性。认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方... 介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果。在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性。认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方案,可供无尾飞机布局参考。 展开更多
关键词 方向控制 无尾飞机 风洞试验 扰流板 副翼 机头边条 翼梢 舵面 布局
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基于流动显示的翼尖涡不稳定频率测量 被引量:5
9
作者 薛栋 潘翀 李广超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期837-843,共7页
翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不... 翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不稳定模态的频率,2种方法得到的频率相对误差最大不超过5%。研究结果表明:涡对的空间运动通常展现出长波与短波模态的耦合,涡核的高频短波振荡耦合在低频长波摆动中,以前者为主要含能模态;短波不稳定性的无量纲振荡频率随雷诺数的增大而增大、随机翼攻角的增大而减小。 展开更多
关键词 翼尖涡 流动显示 短波不稳定性 频率 动力学模态分解
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组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究 被引量:5
10
作者 杨可 黄浩 徐胜金 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第6期27-38,共12页
对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自... 对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用"+0-"构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。 展开更多
关键词 翼尖涡 流动控制 翼梢组合小翼 喷流
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不规则异形零件的加工工艺研究 被引量:10
11
作者 杨嵩 史昊天 龚志刚 《现代制造工程》 CSCD 北大核心 2014年第5期85-88,共4页
分析了不规则异形零件三角翼尖加工过程中的装夹和定位问题,通过对比不同的工艺方案最终确定了合理的加工工艺并进行实际生产验证,验证结果表明了加工工艺的合理性,对于解决不规则异形零件的加工问题起着关键性作用,并决定了不规则异形... 分析了不规则异形零件三角翼尖加工过程中的装夹和定位问题,通过对比不同的工艺方案最终确定了合理的加工工艺并进行实际生产验证,验证结果表明了加工工艺的合理性,对于解决不规则异形零件的加工问题起着关键性作用,并决定了不规则异形零件的加工成败和加工效率,也为同类不规则异形零件的生产加工提供了参考。 展开更多
关键词 不规则 异形 加工工艺 三角翼尖
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休闲即食川明参风味卤鸡翅尖加工工艺研究 被引量:9
12
作者 王林 李想 《中国调味品》 CAS 北大核心 2016年第8期98-100,120,共4页
以优化川明参药膳风味鸡翅尖的方便即食性为目标,采用单因素试验和正交试验考察川明参粉添加量、腌制时间、卤制温度、卤制时间等因素对鸡翅尖出品率和感官品质的影响。结果表明:川明参粉添加量为9g/100g鸡翅尖、腌制时间为45min、卤制... 以优化川明参药膳风味鸡翅尖的方便即食性为目标,采用单因素试验和正交试验考察川明参粉添加量、腌制时间、卤制温度、卤制时间等因素对鸡翅尖出品率和感官品质的影响。结果表明:川明参粉添加量为9g/100g鸡翅尖、腌制时间为45min、卤制温度为90℃、卤制时间为15min时,该产品外观呈浅黄色,肉质口感鲜嫩,鸡皮脆爽有嚼劲且有较高的出品率。 展开更多
关键词 鸡翅尖 川明参 风味 加工
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非线性气体振荡整流效应对翼尖涡的影响 被引量:5
13
作者 孙建红 明晓 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期39-43,共5页
以圆管内气体的非线性振荡理论和实验研究成果为基础 ,利用开口圆管中气体非线性振荡的整流效应 ,通过翼面开缝以及翼尖开口引入气体振荡 ,主要进行翼尖涡控制的实验研究。实验结果表明 ,翼面开缝和翼尖开口引入气体振荡在大迎角时对提... 以圆管内气体的非线性振荡理论和实验研究成果为基础 ,利用开口圆管中气体非线性振荡的整流效应 ,通过翼面开缝以及翼尖开口引入气体振荡 ,主要进行翼尖涡控制的实验研究。实验结果表明 ,翼面开缝和翼尖开口引入气体振荡在大迎角时对提高升力系数、增大机翼的稳定性有一定作用。同时 ,翼尖开口引入气体振荡能较好改善翼尖涡的位置和强度。对比翼面开缝以及无气体激振状态 ,翼尖涡在翼尖气体振荡条件下向翼尖外部移动了近 3/4个弦长 ,向上翼面方向移动了近 展开更多
关键词 非线性气体振荡 整流效应 翼尖涡 流动显示 圆管 飞机 机翼 实验研究
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翼尖支撑双天平校准技术研究 被引量:2
14
作者 王玉花 刘伟 +1 位作者 王超 张悦 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第6期99-102,共4页
翼尖支撑测力试验技术采用两台天平同时对同一风洞模型进行测力,开展双天平校准技术研究是实现该项试验技术成功应用的关键。基于双天平测量机理,研究并建立了双天平校准技术:利用两台单天平的校准公式,根据空间力系合成原理和天平载荷... 翼尖支撑测力试验技术采用两台天平同时对同一风洞模型进行测力,开展双天平校准技术研究是实现该项试验技术成功应用的关键。基于双天平测量机理,研究并建立了双天平校准技术:利用两台单天平的校准公式,根据空间力系合成原理和天平载荷分量干扰修正技术构建了双天平同时工作的公式。通过对某专用双天平的单独校准、组合校准及风洞试验,对提出的双天平校准技术进行了验证。结果表明:双天平校准技术合理、可靠,可操作性强,能够为翼尖支撑测力试验技术提供必要的理论基础和试验依据。 展开更多
关键词 翼尖支撑 双天平 校准 测量机理 风洞实验
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翼尖涡作用下S809风力机翼型低雷诺数气动特性研究 被引量:2
15
作者 黄宸武 廖猜猜 杨科 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1689-1694,共6页
通过风洞实验测量光滑与粗糙S809翼段翼尖部位尾流横截面的速度场和翼型表面压力分布获得翼尖涡涡量、涡心位置及翼型压差升阻力系数。经分析比较,得出该翼型翼尖涡涡量和涡心位置随雷诺数和攻角的变化趋势以及翼尖涡对压差升阻力系数... 通过风洞实验测量光滑与粗糙S809翼段翼尖部位尾流横截面的速度场和翼型表面压力分布获得翼尖涡涡量、涡心位置及翼型压差升阻力系数。经分析比较,得出该翼型翼尖涡涡量和涡心位置随雷诺数和攻角的变化趋势以及翼尖涡对压差升阻力系数影响的规律。 展开更多
关键词 风力机 S809翼型 翼尖涡 低雷诺数 气动特性
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机翼翼尖减阻装置的应用和发展 被引量:14
16
作者 唐登斌 钱家祥 史明泉 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 1994年第1期9-16,共8页
利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。本文综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了"翼尖帆片"、"小翼"以及"剪切翼尖"三种典型的翼尖装置的减阻原理、特性和设计技术的研究以及应... 利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。本文综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了"翼尖帆片"、"小翼"以及"剪切翼尖"三种典型的翼尖装置的减阻原理、特性和设计技术的研究以及应用情况.研究结果指出,在接近设计条件下,上述翼尖装置与"翼尖延伸"相比,在减少诱导阻力方面将会起到更大的作用.对不同的翼尖装置的比较和分析结果表明,复杂的"翼尖帆片"将比"小翼"和"剪切翼尖"有着更好的减阻效果,而简单的"小翼"和"剪切翼尖"则能更方便地应用到飞机上.重要的是,对于不同的飞机,需要选择其最为合适的翼尖装置.最后,从翼尖获置的研究和发展的现状,对其发展前景进行评述和展望。 展开更多
关键词 机翼 诱导阻力 翼尖 翼尖帆片
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翼梢涡风洞研究中的摆动问题 被引量:3
17
作者 张洪军 苏中地 Y Zhou 《中国计量学院学报》 2003年第4期245-250,共6页
采用激光粒子成像速度仪(PIV)对一矩形机翼(NACA0012)模型所产生的翼梢涡进行了风洞测试研究.测量位置为机翼近场尾迹,即x/c=3垂直于流动方向的截面,这里x为机翼后缘和测量截面之间的距离,c是机翼弦长.实验中基于弦长的雷诺数范围在3.4&... 采用激光粒子成像速度仪(PIV)对一矩形机翼(NACA0012)模型所产生的翼梢涡进行了风洞测试研究.测量位置为机翼近场尾迹,即x/c=3垂直于流动方向的截面,这里x为机翼后缘和测量截面之间的距离,c是机翼弦长.实验中基于弦长的雷诺数范围在3.4×104~26.6×104,通过分析所测得的涡量、切向速度和环量等,发现翼梢涡的摆动幅度与流过机翼上流体是否发生边界层分离有直接关系. 展开更多
关键词 激光粒子成像速度仪 翼梢涡 风洞 涡量 切向速度 环量 摆动幅度 边界层分离
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翅尖轨迹对食蚜蝇悬停时气动特性的影响 被引量:2
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作者 牟晓蕾 许娜 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期2603-2609,共7页
食蚜蝇悬停飞行时的抬升角相对较小,在上下拍起始和结束时刻要比拍动中部的大,这样就使得翅尖的拍动轨迹呈现出浅"U"形。为了分析该翅尖轨迹是否会对其气动特性产生影响,利用计算流体力学的方法分别计算了4只食蚜蝇在考虑抬... 食蚜蝇悬停飞行时的抬升角相对较小,在上下拍起始和结束时刻要比拍动中部的大,这样就使得翅尖的拍动轨迹呈现出浅"U"形。为了分析该翅尖轨迹是否会对其气动特性产生影响,利用计算流体力学的方法分别计算了4只食蚜蝇在考虑抬升角和忽略抬升角2种情形下的气动力,分析对比了2种情形下的不同时刻绕翅膀的瞬时流线,并计算比较了2种情形下气动功率系数与平均举力系数的比值。研究结果表明:抬升角的存在会使其维持体重所需的举力增加10%左右;举力增大的同时能耗却比忽略抬升角情形下要低3%左右。 展开更多
关键词 翅尖轨迹 食蚜蝇 悬停飞行 气动力 功率
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带端部间隙的机翼绕流PIV测量 被引量:2
19
作者 李广年 郭欣 傅俊杰 《海洋工程》 CSCD 北大核心 2010年第2期100-104,共5页
以带端部间隙的机翼绕流模拟泵喷推进器导管间隙流动,利用2D-PIV测试系统,选定PVC为示踪粒子,以透明二维机翼模型为研究对象,在小循环水槽中研究了间隙对叶片环量分布的影响。通过同步控制器控制CCD摄像及两激光器出光,有效解决激光器与... 以带端部间隙的机翼绕流模拟泵喷推进器导管间隙流动,利用2D-PIV测试系统,选定PVC为示踪粒子,以透明二维机翼模型为研究对象,在小循环水槽中研究了间隙对叶片环量分布的影响。通过同步控制器控制CCD摄像及两激光器出光,有效解决激光器与CCD二者的同步控制与连续采集问题。每个截面均测量获得95幅瞬时速度矢量场,采用平均方法获得了同一截面下的平均速度场。给出了机翼不同截面处的流动情况,分析了机翼环量沿展向分布的规律。 展开更多
关键词 循环水槽 机翼 PIV 叶端间隙 环量
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总压和对涡旋流组合畸变发生器流场S-PIV测试 被引量:1
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作者 陈峰 宗有海 +2 位作者 马护生 时培杰 李学臣 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第4期874-884,共11页
为研究组合畸变对推进系统性能和稳定性的影响,设计了一种总压和对涡旋流组合畸变发生器。该组合畸变发生器利用畸变网生成总压畸变,利用攻角平板产生对涡旋流畸变,并可通过前后畸变网作用进一步增强对涡旋流强度。利用立体粒子图像测速... 为研究组合畸变对推进系统性能和稳定性的影响,设计了一种总压和对涡旋流组合畸变发生器。该组合畸变发生器利用畸变网生成总压畸变,利用攻角平板产生对涡旋流畸变,并可通过前后畸变网作用进一步增强对涡旋流强度。利用立体粒子图像测速(S-PIV)技术对3种畸变发生器构型的流场特征和畸变指标进行了测试分析,获取了测试截面流场高空间分辨率的时均值和脉动值特征。结果表明:畸变发生器可产生与S弯进气道出口相似的组合畸变形态;在马赫数为0.2,平板攻角为10°条件下,由攻角平板和前后畸变网共同作用产生的最大旋流角为23°;平板攻角减小时,对涡旋流强度降低,旋流稳定性和对称性降低;进气速度对旋流角的时均值和脉动量的影响较小。在畸变指标方面,提出表示最大和最小旋流角的旋流幅度指标以及周向角度位置指标,以弥补国际自动机工程师学会(SAE)旋流评估方法对小范围强旋流状态评估的不足。 展开更多
关键词 总压畸变 对涡旋流 组合畸变 翼尖涡 立体粒子图像测速(S-PIV)
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