检索结果-内蒙古大学图书馆

战术导弹技术 1995年第2期 10-17页

作者：胡全成 066基地7621研究所

用动量定理和激波论分析方法,推导出了横向喷入超音速主气流之内的等效体数学模型的弓形激波方程。给出了计算横向喷流气动干扰力的数学方法。该方法是一种近似理论方法,其结果与风洞试验数据很接近。给出的等效模型和弓形激波方程,对... 详细信息

用动量定理和激波论分析方法,推导出了横向喷入超音速主气流之内的等效体数学模型的弓形激波方程。给出了计算横向喷流气动干扰力的数学方法。该方法是一种近似理论方法,其结果与风洞试验数据很接近。给出的等效模型和弓形激波方程,对带有横向喷流的风洞试验设计是有益的。

关键词：横向喷流气动力计算导弹扰动面对面导弹

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有侧滑角的非对称体超音速无粘绕流的数值计算和近似计算

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空气动力学学报 1983年第4期 40-49页

作者：张鲁民郭智权中国气动力研究与发展中心

本文给出了非对称体(弯体、带控制翼的削锥)无粘数值解和近似解气动力计算方法。可用来计算有攻角、侧滑角、滚转角的非对称体的气动特性。数值解又可计算流场和激波,而近似方法可提供气动力导数,两种方法的压心计算同无分离的实验结果... 详细信息

本文给出了非对称体(弯体、带控制翼的削锥)无粘数值解和近似解气动力计算方法。可用来计算有攻角、侧滑角、滚转角的非对称体的气动特性。数值解又可计算流场和激波,而近似方法可提供气动力导数,两种方法的压心计算同无分离的实验结果相当吻合。

关键词：侧滑角气动力计算非对称体近似计算计算方法数值计算

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浮动磁头气动力静态特性

引用

计算机学报 1985年第6期 462-469页

作者：傅仙罗王春海中国科学院力学研究所中国科学院力学研究所

本文给出了最新浮动磁头的气动力静态特性。文中采用了数值方法求解滑流条件下滑块轴承的修正雷诺方程,描述了运用积分离散、Newton—Raphson线性化方法的有限差分法,给出了运用Booy方法的基本思想所形成的线性化有限差分方程组的数值... 详细信息

本文给出了最新浮动磁头的气动力静态特性。文中采用了数值方法求解滑流条件下滑块轴承的修正雷诺方程,描述了运用积分离散、Newton—Raphson线性化方法的有限差分法,给出了运用Booy方法的基本思想所形成的线性化有限差分方程组的数值计算方法,计算出在压缩数很大范围内(A可达5000以上)浮动磁头的气动参数。

关键词：浮动磁头有限差分方程雷诺方程气动力计算压强分布静态特性浮动块中心线计算点接触起停

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一种细长飞行器阵风响应计算方法

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现代防御技术 1998年第4期 31-37页

作者：王冬北京航天工业总公司二院二部

阵风响应是气动弹性动力响应问题之一。对较为细长的飞行器，结构采用有限元模型，利用准定常气动力理论计算阵风响应载荷，方法简单、实用。此种计算方法同样适用于非定常气动力理论。

关键词：细长体飞行器气动弹体大气扰动阵风响应气动力计算有限元法

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CK-1飞机带翼梢小翼的亚音速升阻特性分析

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南京航空航天大学学报 1986年第S1期 69-78页

作者：王一飞

本文应用有限基本解法(涡格法)及联合流场概念,计算出CK-1机带翼梢小翼的升力系数及诱导阻力系数。结合CK-1飞机具体条件,对其结果进行了分析和比较。得出小翼翼高为1.14米,弦长为0.7125米,倾斜角为27°,撇角为4°,对于CK-1飞... 详细信息

本文应用有限基本解法(涡格法)及联合流场概念,计算出CK-1机带翼梢小翼的升力系数及诱导阻力系数。结合CK-1飞机具体条件,对其结果进行了分析和比较。得出小翼翼高为1.14米,弦长为0.7125米,倾斜角为27°,撇角为4°,对于CK-1飞机较合适。从而能使CK-1飞机的航程、升限和爬高率有较大提高。

关键词：无人驾驶飞机小前翼气动力计算亚音速特性

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气动弹性研究的现状及其未来

引用

空天技术 1981年第4期 32-47页

作者：尹传家三部

一、摘要本报告概述了气动弹性在导弹设计工作中的意义和作用,列举了气动弹性的力三角形和气动热弹性的四面体,介绍了理论分析方法和试验手段,尤其就气动弹性问题与工程设计的关系作了扼要的说明。最后,把颤振的主动控制和气动弹性的最... 详细信息

一、摘要本报告概述了气动弹性在导弹设计工作中的意义和作用,列举了气动弹性的力三角形和气动热弹性的四面体,介绍了理论分析方法和试验手段,尤其就气动弹性问题与工程设计的关系作了扼要的说明。最后,把颤振的主动控制和气动弹性的最佳化问题作为发展趋势提出来了。

关键词：气动弹性飞行器跨音速力三角形主动控制分析计算空气动力弹性自适应控制气动弹性问题振动试验颤振试验数值计算气动力计算

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考虑可燃药筒的内弹道多相流数学物理模型及其计算

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兵工学报 1986年第1期7卷 17-27页

作者：金志明赵志建

本文把火炮膛内含有可燃药筒气固相的弹后气流作一维三相流处理,用运动控制体方法推导出多相流守恒方程。在三相运动速度相同的假设下,经恰当函数变换,得到守恒方程组的全部特征关系,并建立起物理数学模型。文中采用差分特征数值方法求... 详细信息

本文把火炮膛内含有可燃药筒气固相的弹后气流作一维三相流处理,用运动控制体方法推导出多相流守恒方程。在三相运动速度相同的假设下,经恰当函数变换,得到守恒方程组的全部特征关系,并建立起物理数学模型。文中采用差分特征数值方法求解计算,比目前内弹道气动力计算中广泛应用的差分方法,有许多独特之处。本文还对带可燃药筒的高膛压火炮实际例证进行计算,计算结果与实验符合较好。

关键词：可燃药筒数学物理模型多相流内弹道计算物理数学模型气动力计算差分方法函数变换计算图药室容积

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高炮弹丸气动外形优化设计

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弹箭与制导学报 1987年第2期 85-90页

作者：王中原

弹丸的气动特性对其飞行性能产生很大的影响。因此如何设计弹丸的外形使其具有良好的气动力特性,是设计者所关心的向题之一。其中弹丸最佳阻力外形的设计就是一个方面。本文根据以弹丸阻力系数最小为设计指标,建立了弹丸气动外形优化设... 详细信息

弹丸的气动特性对其飞行性能产生很大的影响。因此如何设计弹丸的外形使其具有良好的气动力特性,是设计者所关心的向题之一。其中弹丸最佳阻力外形的设计就是一个方面。本文根据以弹丸阻力系数最小为设计指标,建立了弹丸气动外形优化设计数学模型,并利用数学规划方法,编制了计算程序,为弹丸的气动力优化设计提供了一个工具。同时经过大量的计算获得了一些有用的结论。

关键词：弹丸阻力系数母线气动力计算数值计算气动外形优化设计高射炮高炮

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全弹组合体超音速颤振的一种工程计算方法

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空气动力学学报 1983年第4期 99-105页

作者：杨炳渊上海精密机械公司

1.引言由机翼、尾翼和弹身组合布局型式的导弹各部件间存在复杂的气动干扰,颤振分析时只考虑孤立部件就不够了,且在颤振型态上也有较复杂的组合情况。要求寻找一种有效又切实可行的工程计算方法。1964年间,北京空气动力研究所提出借用... 详细信息

1.引言由机翼、尾翼和弹身组合布局型式的导弹各部件间存在复杂的气动干扰,颤振分析时只考虑孤立部件就不够了,且在颤振型态上也有较复杂的组合情况。要求寻找一种有效又切实可行的工程计算方法。1964年间,北京空气动力研究所提出借用定常的干扰因子法计算非定常翼身干扰和串置翼下洗。本文在此工作基础上作了若干改进,气动力方面

关键词：超音速颤振全弹超音速颤动气动力计算数值计算口口组合体下洗分枝计算方法

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战术武器气动力学设计手册

引用

飞航导弹 1985年第S5期 1-81页

作者：王文清

引言导弹空气动学工作者,在导弹设计过程中,只有首先迅速算出空气动力,然后才能在初步和中间设计阶段,以有效和合理的精度对导弹进行性能计算和各种稳定性分析;导弹的总体布局也要借助于空气动力计算才能确定。因此,空气动力计算是导... 详细信息

<正> 引言导弹空气动学工作者,在导弹设计过程中,只有首先迅速算出空气动力,然后才能在初步和中间设计阶段,以有效和合理的精度对导弹进行性能计算和各种稳定性分析;导弹的总体布局也要借助于空气动力计算才能确定。因此,空气动力计算是导弹设计的基础,它与武器的性能密切相关。然而,在十几年以前,即使在科学比较发达的美国,人们也只是利用设计图表、风洞实验数据和工程经验用手工来计算空气动力的。这种传统的计算方式,其效率和精度都是很差

关键词：导弹设计后弹升力面理论超音速流法向力弹翼压力中心马格努斯力矩气动力计算底部阻力

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