大攻角相关论文
2.4米风洞大攻角机构调试试验于2003年9月完成.调试试验先后使用了CT-1、某三代机和某四代机等三个模型对机构的各项性能指标参数......
叶片与转轮室壁面之间的间隙在很多轴流式旋转机械中都存在,间隙泄漏涡(TLV)及引发的空化现象会导致旋转机械效率降低和机械振动等......
空空导弹所承受的载荷有多种,其中自主飞行外载荷显得尤为重要,它是导弹强、刚度设计和试验考核的主要依据.导弹外形由弹体各舱段......
对常规飞翼布局飞行器(SACCON)进行了动态单独俯仰和单独滚转试验;针对原始动态试验数据,提出并详细介绍了一整套动态数据处理方法......
为了研究一座1 400 m跨径流线型闭口箱梁断面斜拉桥的颤振性能,根据其风致静力失稳或颤振前主梁最大有效风攻角已接近±10°的特点......
通过风洞测压与数值模拟研究了旋成体滚转过程。结果表明,侧向力的滚转角效应与模型加工精度有关;位于模型头部尖端一定量级的微扰......
期刊
应用新型 L U隐式格式和改良型高阶 MU SCLTVD格式 ,通过求解全三维可压缩 Reynolds平均的Navier- Stokes方程和 q-ω低 Re双方程......
期刊
准确预测进口导流叶片的损失与落后角对设计优化压气机性能,提升压气机稳定性至关重要。本文使用叶型设计程序与MISES求解器耦合成......
介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导......
简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带，４０°，６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结......
为了测量由升沉和平移加速度(和)产生的导数,进而将组合动导数分开,来改善飞机飞行特性的预测效果,中国空气动力研究与发展中心低......
研究导弹自动驾驶仪优化控制问题,针对空空导弹在大攻角飞行过程中,系统的空气动力学特性存在强非线性耦合和参数不确定性,引起系......
为了研究细长体大攻角非对称流态的机理以及开发新的控制技术进行了风洞实验.实验中观察到了侧向力的双稳态状态,并且它的正负指向......
描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果......
为了研究三角翼周围不可压缩流动,利用离散涡元模拟了旋涡的产生、聚集和输送过程。用Lagrange法描述离散涡元的移动,涡元的移动速......
基于在建的乌江大桥板式加劲梁,进行了风洞强迫振动试验和数值模拟,识别了多个攻角下的颤振导数。研究结果表明,基于合理的网格划......
采用SST k-ω湍流模型基于有限体积法求解三维N-S方程,进行稳态数值模拟,得到了伴飞弹在Ma=0.6,0°~90°攻角的气动力和绕......
我国沿海及西南地区风力较大,大跨径桥梁在风的静力作用下会产生较大的、不均匀分布的扭转变形,对桥梁寿命及车辆行驶安全性造成较......
研究空空导弹快速响应优化问题,空空导弹大攻角飞行时,由于出现非对称涡及涡破裂现象,导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性,影响......
基于改进的BP神经网络方法建立了飞机在大攻角机动状态下的非定常气动力模型。分别利用X-31A绕其俯仰轴作振荡运动和F-18作大振幅......
介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术，并对装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了一种歼击机模型在气动中心低速所４ｍ×３ｍ风......
介绍了一套用于气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞或Φ３．２ｍ风洞的大攻角动导数试验系统。对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述，并......
导电纤维子母弹是一类以电力系统为攻击目标的软杀伤弹药，其导电纤维子弹药常见的外形为圆柱形，不带减速稳定装置，在飞行过程中攻角变......
基于传统的风洞试验支撑系统，设计了能减小支架干扰的大攻角张线式支撑系统。该系统能解决支架的支撑刚度与气动干扰之间的矛盾。......
设置中央开槽的箱梁通常具有良好的颤振稳定性,但该类箱梁在大攻角来流作用下的涡振性能尚不明确.采用数值模拟方法,针对某大跨度......
导弹在大攻角飞行条件,由于非线性气动力和参数不确定等原因,其通道间存在强烈的耦合,经典的三通道控制器独立设计方法很难获得满......
空空导弹大攻角飞行时，由于出现非对称涡及涡破裂现象，导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性；为提高系统控制品质，实现通道间解耦，文中......
以低雷诺数二维大攻角翼型绕流为研究对象,将非定常动边界计算流体力学方法与最优控制方法有机结合,研究二维不可压非定常流智能物......
为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了......
在低速风洞中进行导弹大攻角试验时经常遇到大攻角下导弹轴向力为负的现象，这与高速试验时轴向力为正的现象存在本质差别，对其原因也......
采用层流模型、Gamma theta转捩模型和SST湍流模型对半顶角10°的圆锥前体进行大攻角绕流的数值模拟,以探究其流动特性。给出......
研究分析了细长旋成体弹身类型气动外形的大攻角范围气动特性。描述了大攻角范围的单独弹身流场特性;分析了运用横流比拟法进行大......
基于雷诺应力模式的W＆J CC EARSM＋Hellsten k-ω湍流模型。采用N—S方程数值计算方法，模拟了十字翼导弹大攻角状态下绕流流场。通过计......
对超声压气机叶栅的多攻角工况进行试验,利用纹影仪、油流试验及叶片表面等熵马赫数分布结果进行对比分析,观察到大攻角范围下叶栅......
通过与试验结果的对比，验证了基于求解Euler方程的数值模拟方法在计算导弹气动特性中的有效性。在此基础上采用数值模拟方法研究加......
为研究侧向喷流对导弹大攻角气动特性的影响，采用CFD计算方法对在侧向喷流干扰下的导弹流场进行了模拟。通过研究喷口附近流场结构......
在大攻角下导弹弹身的非对称绕流会导致较大的侧向力,因此控制非对称流动是非常重要的研究内容。文中主要研究了矢量喷流对导弹大......
为了提高反坦克导弹的过载能力，对燃气舵推力矢量控制进行了研究。通过理论分析法及数学仿真计算，分析了燃气舵的引入对弹体特性的影......
基于大攻角飞行条件下的动力学方程，定性分析了飞机在大攻角条件下作俯仰飞行的动力学特性。提出了在不同参数匹配条件下的飞行稳定......
使用低耗散的Roe格式,数值模拟了Reynolds数（Re）对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应的影响。模型头部加了几何小扰动块以引发流场的不......
为了解决滑翔式高超声速飞行器大攻角侧向机动时高精度高稳定性的控制要求，针对该过程中存在的多个不确定因素和控制耦合，对耦合特性......
针对大攻角空空导弹飞行过程中复杂的非线性空气动力学特性，提出了采用反馈线性化进行控制器设计的方法。在完成导弹俯仰通道的非线......
当前,导弹自动驾驶仪多采用经典设计方法。是在导弹气动参数变化不大、通道间的耦合较小的情况下设计的。为了满足导弹高机动性能......
针对大攻角下主梁断面颤振稳定性问题,基于计算流体动力学软件ANSYS FLUENT用户自定义函数UDFs和动网格技术,结合Newmark-β法建立......
运用LabW indows/CVI的RS232函数库,研制了一种基于LabW indows/CVI的大攻角侧向力控制器。实现了PC机对单片机及其外围电路的控制......
采用一阶微分方程描述由非线非定常效应引起的气动力增量，从而建立了一种新的飞机大攻角非定常气动力数学模型，研究了模型在缓变运动......
准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础.针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应......
基于三维可压Favre质量加权平均N-S方程,采用B-L湍流模型模拟了高超声速条件下,球头双锥再入体周围的流场特征.利用一种改进的时间......
采用HLLC近似黎曼解格式求解N-S方程,对大攻角条件下超音速尖拱细长旋成体导弹的单侧向喷流干扰流场进行了数值模拟。并对喷流流场......
