搜索结果: 106-120 共查到“知识库 空气动力学”相关记录531条 . 查询时间(2.422 秒)
大长细比飞行器的刚性模态和弹性模态极易发生耦合失稳现象。轴向载荷作用下其结构刚度特性会发生变化，进一步降低其稳定性。使用有限元方法分析了大长细比导弹在轴向载荷作用下的结构刚度特性。采用当地流活塞理论计算弹性体变形的气动力，耦合结构运动方程，基于模态坐标在状态空间内实现结构运动方程的特征值分析和时域求解，研究轴向载荷对大长细比导弹稳定性的影响。研究发现：大轴向过载作用下，大长细比导弹的刚性模态和弹性...
基于Matlab的风洞信号延迟时间计算方法
Matlab 互相关函数 延迟时间
2016/9/29
针对风洞试验中出现天平信号与迎角信号的同步性差异过大的问题，提出一种利用Matlab 的计算信号间 延迟时间的方法。分析了互相关函数的定义及3 种求解互相关函数的方法，就如何应用互相关函数计算信号间的延 迟时间做了简要介绍，并采用连续变迎角测力试验技术中的信号同步性进行了风洞试验分析。试验结果表明：该方 法能够有效地对风洞信号的同步性进行定性、定量的分析，获得确定的信号延迟时间，为试验数据的修正和...
下游喉道对双喉道气动矢量喷管气动性能的影响
二次流百分比 最大矢量角 流动发展
2015/5/12
数值模拟研究了下游喉道高度H对二维双喉道气动矢量喷管(DTN)所能达到的最大矢量角的影响,并分析了不同H时喷管腔内流动的发展规律.结果表明:H对喷管推力矢量角影响较大,尤其是H大于1与H小于1的喷管腔内会出现不同的主流发展过程.当喷管腔内主流刚好发展为完全超声速,下游喉道处声速线消失时,可以获得它在所给工况下可能达到的最大矢量角;并且H大于1时可以在较少的二次流百分比下就可以达到最大矢量角,而H小...
摆线桨是由两个以上桨叶组成的新型全向矢量推力装置，近年来已成为国外航空领域研究热点, 但国内研究极少。从理论分析、数值模拟和实验研究三个方面综述了国外和国内摆线桨气动性能研究进展；对摆线桨气动效率进行了讨论，发现目前对摆线桨气动效率高低的结论虽不尽一致，但最新试验数据已表明其可具备比旋翼等传统升力装置更高的气动效率；最后对摆线桨气动性能研究进行了展望。
推导了带源项的三角形网格求解元守恒元数值方法的计算格式，应用该方法模拟了带锥形扩张尾喷管的气液两相脉冲爆轰发动机的内外流场。分析了锥形尾喷管内不同填充状况对脉冲爆轰发动机的内外流场和推进性能的影响。计算结果表明该三角形网格CE/SE方法可以有效捕捉到直管和变截面管中的爆轰波、激波等强间断，很好地刻画了PDE内外流场的细节。锥形尾喷管中不填充燃料时，尾喷管中的流场复杂，压力峰值大幅下降，马赫数峰值增...
基于时间谱方法的振荡翼型非定常粘性绕流数值模拟
周期性非定常流动 时间谱方法 振荡翼型
2013/11/28
用时间谱方法求解周期性非定常Navier-Stokes方程，对绕振荡翼型非定常粘性流动进行了数值模拟研究。方程中对流项离散采用Roe's FDS格式，时间项采用基于时间谱方法的傅里叶表达式离散，并引入伪时间项。为提高计算效率，时间推进采用隐式BLU-SGS方法。对绕振荡NACA0012翼型的亚声速和跨声速非定常粘性绕流进行数值模拟，计算结果与实验值吻合很好。
采用基于拼接混合网格的数值计算方法，模拟了栅格舵在不同马赫数下的静态、动态气动特性，计算结果与试验的一致性说明了所采用的数值方法的有效性。通过模拟发现栅格舵的气动焦点随马赫数先向上游移动然后再向下游移动；栅格舵在不同速域下的非定常俯仰迟滞现象均不明显。
从二级轻气炮的运行原理出发，发展了内弹道计算程序分析二级轻气炮的操作及其发射性能。建立的数值模型包括：准一维两相流模型用于模拟火药燃烧及其生成气体在火药室和泵管中的流动，准一维可压缩非定常流模型分析氢气在活塞和弹丸之间的流动，一维理想粘塑性模型计算活塞在高压段锥形过渡段中的挤进过程，以及结合经典摩擦定律的摩擦模型计算活塞和弹丸/弹托与炮管之间的运动，气体、活塞/弹托与炮管之间的摩擦和热传导也进行了...
应用一对单介质阻挡放电（Single-Dielectric Barrier Discharge，SDBD）等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制实验研究。在模型尖端处表面上布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器，通过左、右舷等离子体激励器分别开启来实现对圆锥前体非对称涡流场的控制。对圆锥前体8个测量截面的周向压力分布进行了测量，并对相应的缩比模型进行了固定截面的粒子图像测...
基于替代模型的三维后体尾喷管优化设计
吸气式高超声速飞行器 三维后体尾喷管 CATIA二次开发 Kriging模型 多目标优化
2013/11/28
三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件，在设计过程中需引入优化方法，最大限度地提升其气动性能。但直接采用CFD程序求解3维NS方程进行优化设计会导致计算量过大而不适于实际应用，文中采用利用试验设计方法构建替代模型的思想，发展了一种基于替代模型的三维后体尾喷管优化设计方法。通过采用三维外形参数化、CATIA二次开发技术自动生成外形、三维喷管计算网格自动生成、试验设计方法抽取样...
采用全四面体网格划分方法，基于格心有限体积离散求解三维可压缩雷诺平均N-S方程，数值模拟了梯形机翼高升力构型低速绕流流场。为了模拟粘性效应，物面附近采用层推进方法生成了大伸展比边界层网格，围绕网格斜度过大的问题，探讨了流场变量梯度和斜率限制器的计算方法，使计算格式既符合网格特点又满足精度要求。流动假设为全湍流，湍流模型采用SA一方程模型，计算采用了基于消息传递(MPI)的并行分区计算方法，并行分...
针对未来近空域大升力面高超声速飞行器的稀薄流动问题，采用NS方程结合滑移模型手段，对高超声速飞行器的简化外形进行了近空域气动特性的计算分析，研究了不同滑移模型的适用性，对比了不同模型下连续流和稀薄流方法所得结果的差异性，给出了稀薄效应对飞行器气动特性影响的定量分析结果。结果表明，本文的计算结果与文献结果一致性较好；相对于热流而言，压力对稀薄效应的敏感性较弱；在较大努森数下，除了滑移模型2以外，其...
不同厚度新月形覆冰对导线气动力特性的影响
覆冰导线 驰振 风洞试验 气动力特性
2013/11/28
对4种不同覆冰厚度新月形断面的覆冰导线进行了气动力特性风洞试验。在5%的均匀湍流场下，获得了0°～180°攻角间单导线、二分裂导线及四分裂导线的气动三分力系数。将覆冰厚度标准化后，研究了0.25D、0.5D、0.75D和1.0D 四种覆冰厚度下导线气动力的变化规律。考察了分裂导线与单导线的气动三分力系数差异。结合Den Hartog和Nigol舞动机理，分析了驰振的不稳定区。试验结果表明：较厚覆冰...
针对飞翼布局无人机，进行背部M形进气道设计。通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制，完成一种短扩压大偏距进气道的设计，设计中兼顾了进气道的隐身性能。利用CFD方法和风洞试验，得到了进气道的性能参数以及地面吸气特性、速度特性、攻角特性和侧滑角特性。从流场结构看出，M形进气道唇缘外上侧流态较为恶劣，随着位置向后推移，该低能量流会逐渐分散开来；进口梯形截面向出口圆形截面的转变过程中，由于S弯旋流作用...