检索结果-内蒙古大学图书馆

实验流体力学 2006年第1期20卷 58-61页

作者：孙勇堂朱孝业航天空气动力技术研究院北京100074

用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到。因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题。在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,... 详细信息

用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到。因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题。在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞。其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速。给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据。

关键词：微型飞行器极低速风洞气动计算

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弹体及减旋片滚转阻尼实验研究

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弹道学报 2001年第1期13卷 62-65页

作者：丁则胜刘亚飞徐琴陈少松曹顶贵南京理工大学动力工程学院南京210094

利用自由滚转技术获得弹体及减旋片的滚转阻尼气动特性 .介绍了实验技术和主要实验结果。

关键词：弹体减旋片滚转阻尼风洞实验气动计算武器

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导弹静稳定度动态变化范围研究

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北京理工大学学报 1999年第6期19卷 678-681页

作者：唐胜景北京理工大学机电控制工程系北京100081

目的　研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化 .方法　利用气动工程计算与弹道一体化设计方法 ,在得出气动数据之后 ,计算导弹飞行弹道 ,并研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化 ,通过气动布局和几何参数的调整 ,再进行气动计算和弹道... 详细信息

目的　研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化 .方法　利用气动工程计算与弹道一体化设计方法 ,在得出气动数据之后 ,计算导弹飞行弹道 ,并研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化 ,通过气动布局和几何参数的调整 ,再进行气动计算和弹道设计 .结果与结论　由算例对弹翼位置相对弹身移动 ,设计出满足弹道性能要求的静稳定度动态变化范围。

关键词：静稳定性飞行过程弹道气动计算导弹

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基于iSIGHT平台的三维机翼气动优化设计

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应用数学和力学 2008年第5期29卷 544-550页

作者：银波徐典安亦然陈耀松清华大学工程力学系北京100084 北京大学工学院北京100871

基于iSIGHT设计平台,结合CFD软件Fluent对三维机翼进行多目标优化设计,以提高其气动性能.设计过程中采用NCGA(neighborhood cultivation)———邻域培植遗传算法,NSGA-Ⅱ(non-dominated sorting)———非支配解排序遗传算法为优化算法,... 详细信息

基于iSIGHT设计平台,结合CFD软件Fluent对三维机翼进行多目标优化设计,以提高其气动性能.设计过程中采用NCGA(neighborhood cultivation)———邻域培植遗传算法,NSGA-Ⅱ(non-dominated sorting)———非支配解排序遗传算法为优化算法,以N-S方程作为主控方程,对三维机翼优化.经过优化设计后结果表明,机翼的气动性能有了显著改善,该优化方法可推广用于多种翼型和机翼优化.

关键词：气动计算多目标优化遗传算法三维机翼

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航空发动机研发体系与高性能计算平台的集成方案

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航空动力 2022年第S1期 8-11页

作者：黄晨雨柳文东张鑫侯永生中国航发动力所

为了使产品研发过程得到更好的管控,中国航发动力所建立了一系列的信息化系统作为基础支撑,由于系统建设有先后,存在异构逻辑数据的不同步.基于产品研发流程主线,所涉及的系统包括协同研制平台(PDM)、科研管控平台(PPM)、高性能计算平台... 详细信息

为了使产品研发过程得到更好的管控,中国航发动力所建立了一系列的信息化系统作为基础支撑,由于系统建设有先后,存在异构逻辑数据的不同步.基于产品研发流程主线,所涉及的系统包括协同研制平台(PDM)、科研管控平台(PPM)、高性能计算平台(HPC)和集成研发系统等.在发动机设计、仿真过程中,有大量的气动分析、气动计算任务需要提交给高性能计算平台完成,因而要将产品的研发系统与高性能计算平台进行集成应用.

关键词：高性能计算平台信息化系统集成方案发动机设计研发体系航空发动机气动计算管控平台

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涡核对自由涡计算的影响研究

涡核对自由涡计算的影响研究

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中国航空学会直升机专业分会第二十届全国直升机年会

作者：曾洪江胡继忠北京航空航天大学直升机研究设计所北京100083

在使用自由涡理论进行旋翼气动计算时，为了避免出现诱导速度无穷大的数值问题，引进了涡核。在各种涡核模型中，都涉及到一个涡核大小选取的问题。在以前的研究中，涡核的选择一般都是依靠经验或试验结果。本文比较系统地研究了涡核半... 详细信息

在使用自由涡理论进行旋翼气动计算时，为了避免出现诱导速度无穷大的数值问题，引进了涡核。在各种涡核模型中，都涉及到一个涡核大小选取的问题。在以前的研究中，涡核的选择一般都是依靠经验或试验结果。本文比较系统地研究了涡核半径的选取对自由涡计算的影响。通过把环量沿展向分布的计算结果与试验结果进行比较的方法对涡核半径进行优化，从而得出最优涡核半径。通过比较使用优化和非优化涡核半径的计算结果，发现涡核选取对自由涡计算影响较大。

关键词：涡核自由涡旋翼气动计算直升机

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高超声速飞行器非线性动态特性分析

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飞行力学 2014年第5期32卷 408-412,417页

作者：徐敏白斌祝小平西北工业大学航天学院陕西西安710072 西北工业大学无人机研究所陕西西安710072

对具有典型乘波体结构的吸气式高超声速飞行器的纵向进行了稳定性相关分析。利用空气动力学相关理论分别得到了飞行器的气动力和推力数据,并进一步计算出弹性模型中的模态和广义力;通过变量代换将纵向刚体-弹性动力学模型转换成非线性... 详细信息

对具有典型乘波体结构的吸气式高超声速飞行器的纵向进行了稳定性相关分析。利用空气动力学相关理论分别得到了飞行器的气动力和推力数据,并进一步计算出弹性模型中的模态和广义力;通过变量代换将纵向刚体-弹性动力学模型转换成非线性动力学系统的标准形式,采用扩展分支分析方法得到了系统的平衡曲线,分析发现系统此时由于重心位于压心之前所有的平衡状态都是静不稳定的。同时,当飞行器处于高空巡航平衡状态时,根据建立的弹性模型发现,由二维机身弹性引起的迎角变化最大不超过0.120 8°,影响很小。

关键词：高超声速扩展分支分析方法建模气动计算

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气动设计平台集成技术开发研究

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弹箭与制导学报 2010年第6期30卷 171-173页

作者：袁先士高超南江白文杨永禹彩辉西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室西安710072 中国航空研究院北京100012 中国航空计算技术研究所西安710068

从气动设计的需求出发,分析各集成软件的特点,采用数据接口技术,提出了火箭气动设计集成平台的集成思路,将网格生成软件、气动计算软件FLUENT以及自研的数据后处理程序集成为可视化平台,并且在航天领域得到了实际的应用,大大提高了气动... 详细信息

从气动设计的需求出发,分析各集成软件的特点,采用数据接口技术,提出了火箭气动设计集成平台的集成思路,将网格生成软件、气动计算软件FLUENT以及自研的数据后处理程序集成为可视化平台,并且在航天领域得到了实际的应用,大大提高了气动设计人员的效率。

关键词：火箭软件集成气动设计气动计算

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翼尖帆片的优化设计

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空气动力学学报 1995年第1期13卷 105-109页

作者：郑本武陈明岩齐孟卜南京航空航天大学

本文提出了带翼尖帆片的非共面帆翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共面气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力... 详细信息

本文提出了带翼尖帆片的非共面帆翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共面气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力和阻力系数，其结果与风洞试验值基本一致。计算和风洞试验结果表明，翼尖帆片对减少机翼的诱导阻力具有明显效果，本文的方法可供翼尖帆片初步设计应用。

关键词：机翼翼尖帆片气动计算优化设计增开装置

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气动和结构多学科设计优化的需求和流程研究

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弹箭与制导学报 2006年第S7期26卷 604-607页

作者：郦仕云宁汝新徐劲祥姜晓春北京理工大学北京100081

文中简要介绍了气动和结构耦合问题、多学科设计优化特点和iSIGHT多学科综合设计环境,对多学科设计优化的集成需求、工作流程及其应用进行了研究;在iSIGHT集成框架下,以简单翼为例,实现了三维几何建模软件、气动计算分析软件、结构强度... 详细信息

文中简要介绍了气动和结构耦合问题、多学科设计优化特点和iSIGHT多学科综合设计环境,对多学科设计优化的集成需求、工作流程及其应用进行了研究;在iSIGHT集成框架下,以简单翼为例,实现了三维几何建模软件、气动计算分析软件、结构强度计算分析软件和iSIGHT之间设计过程和数据流的集成。

关键词：多学科设计优化气动计算结构分析需求分析工作流

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