检索结果-内蒙古大学图书馆

北京航空航天大学学报 2006年第2期32卷 139-143页

作者：刘杰朱自强陈泽民吴宗成北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

讨论了“尾迹面积分法”的气动力计算方法及其改进技术.基于欧拉方程求解流场,通过对飞行器以外的一个控制体采用动量定理而得,是传统远场积分法的改进.在飞行器所在流场的下游一垂直于来流速度的截面上进行积分计算,得到升力、诱导阻... 详细信息

讨论了“尾迹面积分法”的气动力计算方法及其改进技术.基于欧拉方程求解流场,通过对飞行器以外的一个控制体采用动量定理而得,是传统远场积分法的改进.在飞行器所在流场的下游一垂直于来流速度的截面上进行积分计算,得到升力、诱导阻力、激波阻力和总阻力.这种方法的优点是有利于外形复杂物体的气动力积分计算,并可将总阻力按产生的物理机理进行分解,以使设计师对飞行器的气动特点有更为明确的了解.详细讨论了影响这种方法计算精度和效率的多种因素及解决途径.各种数值模拟结果证明了该方法和改进技术的正确性和实用性.

关键词：气动力计算尾迹面积分表面积分阻力分解

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基于欧拉方程的尾迹面法气动力计算

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航空学报 2005年第4期26卷 417-421页

作者：刘杰朱自强陈泽民吴宗成北京航空航天大学流体力学研究所北京100083

在飞行器气动设计中,气动力的分析与计算很重要。介绍了一种基于欧拉方程新的气动力计算方法。详细说明了该方法的基本原理,并用不同机翼在不同扰流情况下的气动力计算实例对该方法作了讨论与分析。数值模拟的结果表明该方法在飞行器的... 详细信息

在飞行器气动设计中,气动力的分析与计算很重要。介绍了一种基于欧拉方程新的气动力计算方法。详细说明了该方法的基本原理,并用不同机翼在不同扰流情况下的气动力计算实例对该方法作了讨论与分析。数值模拟的结果表明该方法在飞行器的气动设计中是现实可行的,具有很强的工程应用价值。

关键词：气动力计算尾迹面积分表面积分阻力分解

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底部带姿控发动机的飞行器气动力计算

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国防科技大学学报 1993年第2期15卷 6-10页

作者：王正华陈兰王承尧国防科技大学航天技术系

本文提出了一种新的底部带姿控发动机的飞行器气动力计算方法。该方法将***的工程方法与作者近年来发展起来的底部带横向喷流的超音速强干扰流场的轴对称数值模拟方法有机地结合在一起,能给出喷流产生的包括直接、间接两部分在内的总推... 详细信息

本文提出了一种新的底部带姿控发动机的飞行器气动力计算方法。该方法将***的工程方法与作者近年来发展起来的底部带横向喷流的超音速强干扰流场的轴对称数值模拟方法有机地结合在一起,能给出喷流产生的包括直接、间接两部分在内的总推力和附加的俯仰力矩系数和偏航力矩系数。与无喷射的情形相比,底部阻力系数C_D减小了。

关键词：气动力计算姿控发动机飞行器

来源：评论

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战术弹亚声速纵横向非线性气动力计算研究

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空气动力学学报 1999年第1期17卷 105-110页

作者：林炳秋毛鸿羽北京空气动力研究所航天工业总公司三院三部

基于势流方程，进一步发展了非线性涡格法，计算研究了“ＸＸ”布局战术弹的纵横向非线性气动性能；与实验数据比较表明，本法适用于Ｍ∞≤０．８，α∞≤１５°。由于该法只需要在物面上划分网格，涡迹的松弛迭代都不超过３０次，... 详细信息

基于势流方程，进一步发展了非线性涡格法，计算研究了“ＸＸ”布局战术弹的纵横向非线性气动性能；与实验数据比较表明，本法适用于Ｍ∞≤０．８，α∞≤１５°。由于该法只需要在物面上划分网格，涡迹的松弛迭代都不超过３０次，使得该法具有适应性广、省机时、使用方便、计算准确的特点。每次计算能详细提供各部件的气动干扰性能以及分离涡的强度和位置，成为气动外形设计、研究的有力手段。

关键词：纵横向气动力计算亚声速导弹非线性

来源：评论

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悬臂式多级离心风机气动力计算（英文）

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机床与液压 2019年第6期47卷 22-27页

作者：杨柳陈扬枝华南理工大学机械与汽车工程学院广州510641

对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系... 详细信息

对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系计算经验公式和流量—功率关系计算经验公式。计算结果表明:增大叶轮叶片进口角,会使压力变化曲线更平缓,减小回流器叶片出口角可以降低能耗,为悬臂式多级离心风机的设计和改进提供参考。

关键词：悬臂式多级离心风机气动力计算冲角

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飞机气动力计算

飞机气动力计算

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1955年

作者： [苏]奥斯道斯拉夫斯基

来源：内蒙古大学图书馆图书评论

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脱壳穿甲弹卡瓣飞散时的气动力计算

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兵工学报（弹箭分册） 1992年第3期 37-42页

作者：何正求尤国钊李虎全华东工学院南京210014 军械工程学院石家庄市050003

通过脱壳穿甲弹弹托飞散时卡瓣/弹芯装置在风洞中的试验,得到不同状态下的脱壳流场纹影照片。着重分析了攻角α=8°、卡瓣与弹芯间隙△y/D=0.5时的脱壳流场结构和特征,讨论了存在脱体激波、激波诱导边界层分离和气流壅塞的脱壳流场... 详细信息

通过脱壳穿甲弹弹托飞散时卡瓣/弹芯装置在风洞中的试验,得到不同状态下的脱壳流场纹影照片。着重分析了攻角α=8°、卡瓣与弹芯间隙△y/D=0.5时的脱壳流场结构和特征,讨论了存在脱体激波、激波诱导边界层分离和气流壅塞的脱壳流场的计算模型,提出了卡瓣、弹芯表面气动压力计算方法。计算结果能说明脱壳流场的基本特征,并且与实验结果的符合程度比Siegleman.D提出的计算结果更好些。本报告为研究卡瓣飞散动力学、弹芯气动干扰和卡瓣优化设计打下了基础。

关键词：穿甲弹气动力计算

来源：评论

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高超音速弹—翼组合体气动力计算方法

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弹道学报 1990年第1期2卷 13-21,7页

作者：王中原臧国才

本文提供了一个可计算马赫数到8、计算速度快的弹一翼组合体空气动力计算方法。计算结果与风洞实验值比较表明,本方法精度较好,是进行尾翼弹气动力特性分析和外弹道设计的一个有力工具。

关键词：气动力计算方法精度外弹道空气动力超音速流动脱壳穿甲弹弹翼风洞实验单位法向量升力系数

来源：评论

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尾迹面法在CFD气动力计算中的应用研究

尾迹面法在CFD气动力计算中的应用研究

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作者：徐瑛杰南京航空航天大学

学位级别：硕士

飞机设计中,升力和阻力是最重要的气动力设计参数。计算空气动力学方法(CFD)已经广泛运用于飞机的气动设计和优化,然而,目前CFD的水平还不能很好地定量计算气动力,特别是阻力,精确的阻力预测仍然是一项挑战。CFD要成为飞机气动力设计中... 详细信息

飞机设计中,升力和阻力是最重要的气动力设计参数。计算空气动力学方法(CFD)已经广泛运用于飞机的气动设计和优化,然而,目前CFD的水平还不能很好地定量计算气动力,特别是阻力,精确的阻力预测仍然是一项挑战。CFD要成为飞机气动力设计中可以信赖的手段,必须有精度的阻力定量计算能力,为此,设计者需要一种能将阻力按阻力产生机理分解的CFD计算方法。本文主要介绍一种新的气动力计算方法:尾迹面积分法。这种积分方法是传统远场法的改进,在飞行器流场下游一垂直来流的截面上进行积分计算,可以得到升力和总阻力,并且可以根据阻力产生的物理机理,将总阻力分解为熵增阻力和诱导阻力,这十分有利于设计者对飞机的气动分析和优化。同时研究了在CFD中运用尾迹面积分法计算气动力的方法,为了使尾迹面法具有更好的通用性,本文探讨了将这种方法实际应用到商业软件CFDRC中的方法,通过算例验证了该方法的可行性和准确性,最后探讨了尾迹面法的改进技术,进一步完善了尾迹面法在CFDRC软件中的实现方法,提高了计算的准确度。

关键词：气动力计算表面积分尾迹面积分阻力分解 CFD

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变形机翼的气动力计算及非线性动力学分析

变形机翼的气动力计算及非线性动力学分析

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作者：陈璐璐北京工业大学

学位级别：硕士

可变体飞行器的主要目的是为了追求飞行过程全阶段气动性能的最优化。因此，认识和把握可变体飞行器气动特性与规律，不仅能体现变形的价值内涵，而且也为变形实现途径提供方向性的指引。计算变形机翼结构的气动力需要结合变形机翼本身... 详细信息

可变体飞行器的主要目的是为了追求飞行过程全阶段气动性能的最优化。因此，认识和把握可变体飞行器气动特性与规律，不仅能体现变形的价值内涵，而且也为变形实现途径提供方向性的指引。计算变形机翼结构的气动力需要结合变形机翼本身的机构变形特性，通过分析结构的动力学特性将进一步推动变体飞行器中气动力计算的发展。\n 本文主要研究了不同变形机翼结构的气动力计算及非线性动力学分析，推导了在理想不可压流体来流条件下，利用Kutta-Joukowski升力定理、薄翼型理论，将翼面上的边界条件和压强系数线性化，计算中弧线的作用，得到翼型的环量分布，推导出定常气动升力的解析公式。将上述得到的气动力作用在变形机翼结构上，从理论上分析了变形机翼的气动性能。考虑Von Karman几何大变形，应用Hamilton原理建立了在亚音速气动力载荷作用下变形机翼结构的非线性动力学模型。运用Galerkin法对变形机翼结构的非线性动力学方程进行二阶离散，利用数值方法分析了变形机翼结构在特定参数条件下的非线性动力学行为。\n 论文的研究内容分为以下几部分:\n (1)变形机翼结构亚音速气动力的计算:在理想不可压流体来流条件下，利用Kutta-Joukowski升力定理、薄翼型理论，推导出变形机翼定常气动升力的解析公式，得到作用在伸缩机翼和Z型折叠机翼上的气动力表达式。\n (2)伸缩机翼动力学模型的建立:将伸缩机翼简化为轴向可外伸的悬臂金属薄壳，考虑薄壳受到亚音速气动力的作用。基于一阶剪切变形理论、von Karman大变形理论、利用Hamilton原理建立了结构的非线性动力学控制方程。然后对伸缩机翼结构的非线性运动方程进行无量纲化，得到无量纲形式的动力学方程，通过Galerkin方法对轴向可外伸的悬臂金属薄壳结构的偏微分方程进行二阶离散得到两自由度的非线性动力学方程。\n (3)通过数值方法分析亚音速气动力作用下伸缩机翼结构在外伸过程中的非线性振动响应。通过波形图、相图、频谱图、以及分叉图等描述系统的非线性动力学行为，分析了外伸速度和扰动速度对结构非线性振动特性的影响，结果发现外伸速度和扰动速度的变化会引起外伸薄壳结构运动稳定性的变化，出现周期运动与混沌运动间的转变。\n (4)将Z型折叠机翼结构简化为三块以刚性理想铰链相连接的碳纤维复合材料层合板，基于经典板理论，von Karman大变形理论，利用Hamilton原理建立了在亚音速气动力作用下的Z型折叠板结构的非线性动力学模型。通过理论分析及已有文献的有限元分析结果，选定Z型折叠板结构的模态函数，对结构的非线性运动方程进行无量纲化，通过Galerkin方法对Z型折叠板结构的偏微分方程进行二阶离散，得到Z型折叠板六自由度的非线性常微分方程。\n (5)通过数值方法研究Z型折叠机翼结构不同折叠角度下的波形图、相图、庞加莱截面和分叉图等，分析在一定的气动力作用下不同的折叠角度对系统非线性振动响应的影响，结果发现折叠角对结构的动态稳定性有着重要的影响。在一定的参数条件下，当折叠角度在30度到135度这个范围内时，系统可以达到一个相对稳定的状态。当折叠角度为90度时，系统处于最稳定的状态。折叠角小于90度时系统的动态特性相对于折叠角大于90度时更为稳定。

关键词：飞行器伸缩机翼折叠机翼气动力计算非线性动力学

来源：评论

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