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用DES方法数值模拟喷流开启/关闭时的流场 预览 被引量:1
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作者 刘学强 李青 +1 位作者 柴建忠 伍贻兆 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第6期,共4页
针对喷流在开启/关闭时的气动特性进行了数值模拟。控制方程为Navier-Stokes方程,其求解采用了基于面的有限体积方法,该离散方法适合任意网格单元。空间离散采用了Osher格式。同时也采用了基于Spalart-Allmaras一方程模型的DES模型。对... 针对喷流在开启/关闭时的气动特性进行了数值模拟。控制方程为Navier-Stokes方程,其求解采用了基于面的有限体积方法,该离散方法适合任意网格单元。空间离散采用了Osher格式。同时也采用了基于Spalart-Allmaras一方程模型的DES模型。对非定常过程的处理采用了双时间步长。在加速收敛的过程中采用了区域分裂的并行技术,利用METIS进行网格分区,MPI库函数作为并行环境,并采用了非阻断通信来进行区域间的信息交换。对导弹在来流马赫数为6.15时开启/关闭喷流时的流场变化进行了数值模拟,并与实验结果进行了比较。结果显示,该方法对处理此类问题非常有效。 展开更多
关键词 喷流 DES(Detached EDDY Simulation) 数值模拟
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直升机旋翼功率传递系数确定方法 预览 被引量:1
2
作者 张学军 《海军航空工程学院学报》 2006年第5期 571-573,共3页
阐明了在现有的直升机性能计算中,旋翼功率传递系数总是假定为常数,这种处理方法具有很大的局限性.文章详细地介绍了从飞行力学的角度来确定直升机平直飞行时的旋翼功率传递系数.首先,通过飞行力学中的配平计算得到直升机在不同飞行速... 阐明了在现有的直升机性能计算中,旋翼功率传递系数总是假定为常数,这种处理方法具有很大的局限性.文章详细地介绍了从飞行力学的角度来确定直升机平直飞行时的旋翼功率传递系数.首先,通过飞行力学中的配平计算得到直升机在不同飞行速度下的旋翼和尾桨的需用功率;然后,用试飞实测方法确定除旋翼和尾桨外的功率损耗;最终,得到直升机在不同飞行速度下的旋翼功率传递系数.认为:由于旋翼、尾桨的需用功率由飞行力学的配平方法得到,其结果能合理地反映飞行状态和直升机尾部构型等因素对它们的影响,加上除旋翼和尾桨外的功率由试飞实测得到,因而文中所述的直升机旋翼功率传递系数能更准确地反映直升机的功率传递关系. 展开更多
关键词 直升机 性能 功率传递系数
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EXPERIMENTAL MODAL ANALYSIS OF VISCO-ELASTICALLY DAMPED STRUCTURES 预览
3
作者 童昕 顾崇衔 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CSCD 1998年第1期9-15,共7页
EXPERIMENTALMODALANALYSISOFVISCO┐ELASTICALLYDAMPEDSTRUCTURESTongXin(童昕)(Dept.ofMech&Elect.Eng.,HuaqiaoUnive... EXPERIMENTALMODALANALYSISOFVISCO┐ELASTICALLYDAMPEDSTRUCTURESTongXin(童昕)(Dept.ofMech&Elect.Eng.,HuaqiaoUniversity,Quanzhou,362... 展开更多
关键词 VISCOELASTICITY MODAL response PARAMETER identificaition
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三圆柱绕流的时均压力分布和气动力 预览 被引量:8
4
作者 徐有恒 程兆 《气动实验与测量控制》 CSCD 1993年第2期 18-26,共9页
亚临界状态下绕等边三角形排列的三圆柱的流动,其中心距的变化范围为1.5~4.0d(d为圆柱直径)。测量了不同间距下各圆柱的压力分布并推算了气动力。结果表明,在小间距时,三圆柱间的干扰是严重的,圆柱表面的压力分布有相当大的改变,局部... 亚临界状态下绕等边三角形排列的三圆柱的流动,其中心距的变化范围为1.5~4.0d(d为圆柱直径)。测量了不同间距下各圆柱的压力分布并推算了气动力。结果表明,在小间距时,三圆柱间的干扰是严重的,圆柱表面的压力分布有相当大的改变,局部地区有很强的负压;除阻力之外,还产生了相当大的横向力。 展开更多
关键词 圆柱绕流 流动干扰 压力分布
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建造中的我国低速增压风洞 预览 被引量:7
5
作者 范洁川 于涛 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2005年第3期 1-6,共6页
论述了在我国建造低速增压风洞的必要性;介绍了国外低速高雷诺数风洞发展现状;提出了衡量现代生产性风洞性能的标准;给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的技术关键.
关键词 风洞 增压风洞 高雷诺数 风洞设计
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高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究 预览 被引量:13
6
作者 王光学 邓小刚 +1 位作者 刘化勇 王运涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期 28-33,100,共7页
采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模... 采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。 展开更多
关键词 WCNS 三角翼 湍流模型 大攻角
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用于非定常粘性流动计算的无网格算法 预览
7
作者 蒲赛虎 陈红全 《南京航空航天大学学报:英文版》 EI 2012年第1期 1-8,共8页
把无网格算法发展用于求解涉及动边界的非定常粘性流动问题。在处理粘性流动的布点问题时,通过在远离物面的区域采用无粘流动计算时所用的各向同性点云,而在物面附近引入各向异性点云,从而在保证物面法线方向布点较密以准确模拟边界... 把无网格算法发展用于求解涉及动边界的非定常粘性流动问题。在处理粘性流动的布点问题时,通过在远离物面的区域采用无粘流动计算时所用的各向同性点云,而在物面附近引入各向异性点云,从而在保证物面法线方向布点较密以准确模拟边界层的同时,有效控制了布点总量,减少了计算时间。对于动边界问题,本文在上述方法获得的初始布点的基础上,采用基于扰动衰减规律的点云移动技术,快速得到物面运动到其他位置时流场求解所需点云。在所获得的点云上,采用一种带权系数的二次极小曲面逼近方法来离散Navier—Stokes方程的空间导数,权系数的引入使得流场求解时对各向同性点云和各向异性点云无需分开考虑,而是采用统一的求解方法,从而简化了编程求解。用发展的无网格算法,结合Navier-Stokes方程求解双时间推进方法,并耦合Spalart-Allmaras湍流模型,先成功地模拟出NLR7301翼型后缘摆动诱发的非定常流,并通过与实验比较,验证了本方法.接着进行了NACA0012失速模拟,给出了动态失速过程,展示出用本文方法处理复杂动边界问题的效果。 展开更多
关键词 无网格算法 点云 NAVIER-STOKES方程 非定常流动}粘性流动
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基于黏性涡模型的旋翼流场数值方法 被引量:9
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作者 魏鹏 史勇杰 +1 位作者 徐国华 招启军 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期 771-780,共10页
建立了一种适用于旋翼非定常流场特性分析的黏性涡数值方法。在该方法中:流场中的大尺度涡被离散为若干微小的涡元,通过求解涡量-速度形式的Navier-Stokes方程模拟涡元的输运等过程;黏性扩散效应采用高精度的粒子强度交换法进行计算,... 建立了一种适用于旋翼非定常流场特性分析的黏性涡数值方法。在该方法中:流场中的大尺度涡被离散为若干微小的涡元,通过求解涡量-速度形式的Navier-Stokes方程模拟涡元的输运等过程;黏性扩散效应采用高精度的粒子强度交换法进行计算,而桨叶附着涡以及新生涡环量采用了Weissinger-L升力面理论进行求解;为显著提高计算效率,在诱导速度及其梯度的计算中还引入了快速多极子算法(FMM)。应用上述方法,对悬停和前飞状态下的多个旋翼流场算例进行了计算,通过对比旋翼尾迹涡量特征和诱导速度分布等,验证了该方法的有效性。此外,还将本方法与旋翼计算流体力学(CFD)方法及传统的自由尾迹方法进行了比较,结果表明黏性涡方法在兼顾效率的同时,还能够更好地捕捉旋翼尾迹运动。 展开更多
关键词 黏性涡元 离散涡方法 旋翼尾迹 快速多极子算法 诱导速度 旋翼流场
前缘吹气控制舵面流动分离 被引量:1
9
作者 邓学蓥 吴鹏 王延奎 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第7期853-856,共4页
针对各种飞行器大舵偏下出现的流动分离问题,在北航D4风洞对旨在消除舵面流动分离的舵面前缘吹气技术进行了研究,为了降低控制分离所用的吹气量,吹气点设置在舵面前缘气流分离点处.应用粒子图像测速(PIV,Particle Image Velocimetry)... 针对各种飞行器大舵偏下出现的流动分离问题,在北航D4风洞对旨在消除舵面流动分离的舵面前缘吹气技术进行了研究,为了降低控制分离所用的吹气量,吹气点设置在舵面前缘气流分离点处.应用粒子图像测速(PIV,Particle Image Velocimetry)技术,分析了舵面绕流在吹气量由小变大过程中所经历的3个不同演化阶段;由测压得到的舵面压力分布则显示,前缘吹气造成的引射作用使前缘吸力峰随吹气量增大而增大,这是前缘吹气能够使舵面升力增大的主要机理.实验结果还表明,前缘吹气可明显提高舵面升力,同时也可以显著降低舵面阻力. 展开更多
关键词 吹气 分离控制 增升 机理
A STABILIZED EQUAL-ORDER FINITE VOLUME METHOD FOR THE STOKES EQUATIONS
10
作者 Wanfu Tian Liqiu Song Yonghai Li 《计算数学:英文版》 SCIE CSCD 2012年第6期615-628,共14页
我们为 Stokes 方程在矩形的格子上构造一个新稳定的有限体积方法。最低相等顺序的一致有限元素对(piecewise 双线性的速度和压力) 并且为速度和压力的 piecewise 常数测试空格在这个方法被采用。我们显示出这个方法的稳定性并且在 L2 ... 我们为 Stokes 方程在矩形的格子上构造一个新稳定的有限体积方法。最低相等顺序的一致有限元素对(piecewise 双线性的速度和压力) 并且为速度和压力的 piecewise 常数测试空格在这个方法被采用。我们显示出这个方法的稳定性并且在 L2 标准在 H1 标准和压力为速度证明集中的第一最佳的率。另外,第二命令为在 L2 标准的速度的最佳的错误估计被导出。说明理论结果的数字实验被包括。 展开更多
关键词 STOKES方程 有限体积法 稳定性 收敛速度 最优误差估计 L2范数 矩形网格 测试空间
Unified elastoplastic finite difference and its application 预览
11
作者 马宗源 廖红建 党发宁 《应用数学和力学:英文版》 SCIE EI 2013年第4期457-474,共18页
Two elastoplastic constitutive models based on the unified strength theory (UST) are established and implemented in an explicit finite difference code, fast Lagrangian analysis of continua (FLAC/FLAC3D), which include... Two elastoplastic constitutive models based on the unified strength theory (UST) are established and implemented in an explicit finite difference code, fast Lagrangian analysis of continua (FLAC/FLAC3D), which includes an associated/non-associated flow rule, strain-hardening/softening, and solutions of singularities. Those two constitutive models are appropriate for metallic and strength-different (SD) materials, respectively. Two verification examples are used to compare the computation results and test data using the two-dimensional finite difference code FLAC and the finite element code ANSYS, and the two constitutive models proposed in this paper are verified. Two application examples, the large deformation of a prismatic bar and the strain-softening behavior of soft rock under a complex stress state, are analyzed using the three-dimensional code FLAC3D. The two new elastoplastic constitutive models proposed in this paper can be used in bearing capacity evaluation or stability analysis of structures built of metallic or SD materials. The effect of the intermediate principal stress on metallic or SD material structures under complex stress states, including large deformation, three-dimensional and non-association problems, can be analyzed easily using the two constitutive models proposed in this paper. 展开更多
关键词 弹塑性模型 有限差分 应用 快速拉格朗日分析 统一强度理论 复杂应力状态 FLAC3D 关联流动法则
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用于声学测量的消声风洞研究综述 预览
12
作者 孟庆昌 周其斗 +2 位作者 方斌 谢剑波 潘雨村 《舰船科学技术》 北大核心 2013年第9期9-15,共7页
为进行舰艇声学测试试验,本文论述建造消声风洞的必要性.介绍国外、国内低湍流度、低噪声风洞的发展现状,阐述消声风洞各部分的设计与校核方法;提出消声风洞流场品质和消声效果的分析方法.
关键词 消声风洞 湍流度 噪声 实验 流体力学
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高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验 预览 被引量:6
13
作者 柳森 王宗浩 +2 位作者 谢爱民 陈旭明 黄洁 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第6期26-31,共6页
为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(Ma=5.65),单... 为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(Ma=5.65),单位雷诺数4.32×10^7~1.20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。 展开更多
关键词 高超声速 边界层转捩 弹道靶 锥柱裙模型 实验
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浅谈竞技陀螺运动的技术训练 预览
14
作者 李怀攀 黄可可 李旻君 《文体用品与科技》 2014年第2期179-179,共1页
运用文献资料法、逻辑归纳法对少数民族体育项目陀螺运动的攻陀技术和放陀技术的技术特点进行分析,并根据训练的实际情况.提出了自己的观点。为以后的陀螺训练和教学提供一定的借鉴和理论研究。
关键词 陀螺运动 技术训练 分析研究
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混合流场控制的大涡模拟 预览
15
作者 林国华 傅德薰 庄达民 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期 247-249,共3页
采用大涡模拟方法研究了三维小扰动下,混合流场大尺度拟序结构的产生和演化过程,捕捉了展向涡的卷起、配对、合并,以及二次流向涡的出现等大尺度的三维拟序结构,分析了拟序结构与入口扰动方式之间的内在联系,再现了涡卷自身撕裂而... 采用大涡模拟方法研究了三维小扰动下,混合流场大尺度拟序结构的产生和演化过程,捕捉了展向涡的卷起、配对、合并,以及二次流向涡的出现等大尺度的三维拟序结构,分析了拟序结构与入口扰动方式之间的内在联系,再现了涡卷自身撕裂而引发转捩的现象。 展开更多
关键词 拟序结构 混合转换 大涡模拟 混合流场控制 飞机设计
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无粘跨声速绕流的有限元法和界积分方程的某些进展 预览 被引量:1
16
作者 杨岞生 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1991年第2期 176-189,共14页
本文对无粘跨声速绕流的有限元法和边界积分方程法的目前进展,特别是对提高跨声速流算法效率起着主要作用的成果,例如普适元素和块结构有限元网格生成技术有限元解法的多重网格技术、SUPG有限元法、GRMES算法和可压流的完全边界积分方... 本文对无粘跨声速绕流的有限元法和边界积分方程法的目前进展,特别是对提高跨声速流算法效率起着主要作用的成果,例如普适元素和块结构有限元网格生成技术有限元解法的多重网格技术、SUPG有限元法、GRMES算法和可压流的完全边界积分方程法等方面作了回顾和评介。 展开更多
关键词 跨音速流 有限元法 边界积分方程
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飞行体与等离子体在压缩区内相互作用数值解 预览
17
作者 徐学翔 马善钧 《吉首大学学报》 2001年第3期 80-83,共4页
在压缩区内,飞行体天线辐射出的高频调制场影响等离子体中的电荷分布,而电荷分布的扰动又反过来影响场量.采用FTCS有限差分格式方法,利用二维三分量轴对称,对空间飞行体与压缩区等离子体非稳态相互作用过程进行数值模拟,得到了电荷密度... 在压缩区内,飞行体天线辐射出的高频调制场影响等离子体中的电荷分布,而电荷分布的扰动又反过来影响场量.采用FTCS有限差分格式方法,利用二维三分量轴对称,对空间飞行体与压缩区等离子体非稳态相互作用过程进行数值模拟,得到了电荷密度扰动与电磁场的变化情况.计算结果表明,这种非线性相互作用可以引起场的塌缩并出现密度空洞.通过对密度空洞变化的探测,可对隐身飞行体进行跟踪. 展开更多
关键词 压缩区 高频调制场 隐身飞行体 等离子体 非稳态相互作用 非线性耦合 数值解
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风洞加热器供气系统流量控制技术研究 预览
18
作者 冯凯 赵国新 徐文星 《工业仪表与自动化装置》 2014年第4期6-10,65共6页
针对加热器供气管路系统存在的非线性、时滞性、干扰性等特点,提出了一种基于非线性高斯函数的变参数PID控制算法。通过Matlab仿真实验,对传统PID与变参数PID的控制算法进行控制效果、克服滞后能力、抗干扰能力等方面的比较,证明了... 针对加热器供气管路系统存在的非线性、时滞性、干扰性等特点,提出了一种基于非线性高斯函数的变参数PID控制算法。通过Matlab仿真实验,对传统PID与变参数PID的控制算法进行控制效果、克服滞后能力、抗干扰能力等方面的比较,证明了变参数PID控制算法的优越性。风洞实验结果也验证了变参数PID的控制效果。 展开更多
关键词 风洞 加热器供气系统 变参数PID MATLAB仿真
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翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——B:动态气动载荷特性分析 预览
19
作者 张伟伟 翟建 +1 位作者 刘小波 叶正寅 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第5期24-32,共9页
针对NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘低频大功率合成射流致动器,对翼型尾缘合成射流作用下的非定常气动特性进行了风洞实验研究。研究表明:尾缘合成射流与横流的相互作用能够有效改变作用在翼型上的气动载荷;单侧喷口喷/吸时... 针对NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘低频大功率合成射流致动器,对翼型尾缘合成射流作用下的非定常气动特性进行了风洞实验研究。研究表明:尾缘合成射流与横流的相互作用能够有效改变作用在翼型上的气动载荷;单侧喷口喷/吸时,喷冲程气动力系数响应幅值约为吸冲程幅值的3倍;双侧喷口同时工作时,升力和力矩系数的幅值并不是单侧喷口单独工作时喷气幅值的简单叠加,而是处于单侧喷气幅值和喷吸幅值和之间;升力和力矩响应的幅值与喷流动量系数的平方根之间存在近似的线性关系;在动量系数不变时,升力和力矩系数响应的幅值会随减缩频率的增加而减小;给定合成射流器行程,升力和力矩响应幅值与合成射流频率之间近似呈线性关系。 展开更多
关键词 合成射流 风洞实验 非定常气动力 翼型 气动载荷
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Finite-time sliding mode attitude control for a reentry vehicle with blended aerodynamic surfaces and a reaction control system 被引量:5
20
作者 Geng Jie 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CSCD 2014年第4期964-976,共13页
This paper proposes a finite-time robust flight controller, targeting for a reentry vehicle with blended aerodynamic surfaces and a reaction control system(RCS). Firstly, a novel finite-time attitude controller is poi... This paper proposes a finite-time robust flight controller, targeting for a reentry vehicle with blended aerodynamic surfaces and a reaction control system(RCS). Firstly, a novel finite-time attitude controller is pointed out with the introduction of a nonsingular finite-time sliding mode manifold. The attitude tracking errors are mathematically proved to converge to zero within finite time which can be estimated. In order to improve the performance, a second-order finite-time sliding mode controller is further developed to effectively alleviate chattering without any deterioration of robustness and accuracy. Moreover, an optimization control allocation algorithm, using linear programming and a pulse-width pulse-frequency(PWPF) modulator, is designed to allocate torque commands for all the aerodynamic surface deflections and on–off switching-states of RCS thrusters.Simulations are provided for the reentry vehicle considering uncertain parameters and external disturbances for practical purposes, and the results demonstrate the effectiveness and robustness of the attitude control system. 展开更多
关键词 姿态控制系统 空气动力学 再入飞行器 姿态控制器 滑模控制器 有限时间 表面 反应
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