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吸气式高超声速飞行器动力学特性分析
被引量:
8
1
作者
马辉
袁建平
方群
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第5期1100-1104,共5页
吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表...
吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。
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关键词
吸气式高超声速飞行器
冲压发动机
激波膨胀波
理论
牛顿
激
波
理论
机身/发动机组合
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职称材料
基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究
被引量:
10
2
作者
华如豪
叶正寅
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2012年第5期535-540,627,共6页
针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导...
针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象,数值计算结果表明:设计巡航条件下,来流马赫数为2.5时,采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42%。同时,为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题,本文探索了一种转折变形翼面技术,计算结果表明:通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比,该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外,在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能,将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明,本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。
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关键词
超音速减阻
Busemann双翼
激波膨胀波
干涉
气动特性
下载PDF
职称材料
超声速物面振动气动力的非线性效应研究
3
作者
刘成
叶正寅
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018年第6期1027-1033,共7页
研究了超声速物面振动中气动力非线性的主要来源,分析了影响非线性效应的主要因素。首先建立考虑激波膨胀波的活塞理论,将其计算结果与活塞理论、Euler方程的结果进行对比,明确了活塞理论高阶项所代表的物理意义。同时研究活塞理论在具...
研究了超声速物面振动中气动力非线性的主要来源,分析了影响非线性效应的主要因素。首先建立考虑激波膨胀波的活塞理论,将其计算结果与活塞理论、Euler方程的结果进行对比,明确了活塞理论高阶项所代表的物理意义。同时研究活塞理论在具有单侧气流的壁板振动以及具有双侧气流的物面振动中的应用,分析这两种不同研究对象的气动力非线性效应。探究了振动频率对气动力非线性的影响规律,重新标定了线性活塞理论的应用范围。得出主要结论:(1)超声速物面振动过程中产生的激波膨胀波是气动力非线性的主要来源,壁板模态的对称性加剧了这种非线性效应;(2)在具有双面超声速气流的物面振动中,气动力的非线性效应显著减弱;(3)活塞理论的高阶项的物理意义是激波膨胀波带来的非线性效应,这种非线性效应随振动频率的增长先减弱后加强。
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关键词
活塞理论
非线性效应
激波膨胀波
壁板模态
来流条件
振动频率
下载PDF
职称材料
栅格尾翼导弹空气动力特性的计算与分析
被引量:
6
4
作者
陆中荣
杨骥
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2001年第3期7-12,共6页
将单独栅格翼气动特性的计算推广应用于计算栅格尾翼导弹在亚、跨、超音速流中的法向力、俯仰力矩和轴向力系数以及载荷分布。对于小的迎角和舵偏角 ,栅格尾翼的法向力特性在亚音速时用基于升力面理论的涡格法计算 ,在跨音速时用一维流...
将单独栅格翼气动特性的计算推广应用于计算栅格尾翼导弹在亚、跨、超音速流中的法向力、俯仰力矩和轴向力系数以及载荷分布。对于小的迎角和舵偏角 ,栅格尾翼的法向力特性在亚音速时用基于升力面理论的涡格法计算 ,在跨音速时用一维流理论计算 ,在超音速时用激波 -膨胀波法计算 ;弹体对尾翼的干扰 ,用尾翼处在弹体的横向上洗流场中来模拟。尾翼对弹体干扰所引起的附加载荷用镜像法计算。对于中等大的迎角和舵偏角 ,栅格尾翼的法向力用经验公式计算。单独弹体的法向力特性 ,在亚音速时采用 Jorgensen的理论与修正的细长体理论相结合的方法计算 ,在超音速时用 Aiello建立的数据相关法计算。通过实例计算 ,得到与实验数据吻合良好的满意结果。计算结果表明 ,栅格尾翼的空气动力有许多特有的性质 ,将它应用到导弹上作稳定面和控制面 。
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关键词
涡格法
激
波
-
膨胀
波
法
镜像法
栅格尾翼
导弹尾翼
导弹
空气动力
计算
下载PDF
职称材料
变截面管道对引信电机涡轮转速的控制研究
5
作者
陈志敏
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2000年第z1期171-172,176,共3页
应用气体动力学的爆炸波理论、激波膨胀波理论以及变截面一维管流理论,对风 能发电式引信的受力进行了理论分析和相应状态下的引信受力情况进行了计算。设 计出超音速范围下符合标准的引信电机涡轮转速的管道形状,保证了引信电机在马...
应用气体动力学的爆炸波理论、激波膨胀波理论以及变截面一维管流理论,对风 能发电式引信的受力进行了理论分析和相应状态下的引信受力情况进行了计算。设 计出超音速范围下符合标准的引信电机涡轮转速的管道形状,保证了引信电机在马 赫数为1.5、2.0及3.0时转速的稳定性。
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关键词
变截面管道
引信涡轮转速
激
波
和
膨胀
波
理论
一维管流理论
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职称材料
吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析
被引量:
5
6
作者
唐硕
张栋
祝强军
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2013年第3期244-249,共6页
吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战。建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马...
吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战。建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性。通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据。
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关键词
推进系统
激波膨胀波
耦合模型
一体化设计
原文传递
高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析
7
作者
祝强军
唐硕
谭艺明
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2011年第5期57-61,共5页
针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声...
针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声速飞行器机体弹性弯曲振动对前体压缩性能的影响。分析表明:对于实际飞行中可能发生的小振幅的低频弯曲振动,其最主要的影响是引起头部激波的改变;机体弯曲振动幅值或频率增大都会对超燃冲压发动机进气道调节范围和前体压缩性能产生不利影响。
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关键词
吸气式高超声速飞行器
超燃冲压发动机
准定常
激波膨胀波
理论
压缩性能
原文传递
前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响
8
作者
张栋
唐硕
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2015年第1期21-25,共5页
为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式...
为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式高超声速飞行器气动性能参数随着钝化半径的变化规律。研究结论可为乘波构型的高超声速飞行器一体化设计提供一定的依据。
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关键词
一体化设计
前缘钝化
激波膨胀波
耦合模型
原文传递
题名
吸气式高超声速飞行器动力学特性分析
被引量:
8
1
作者
马辉
袁建平
方群
机构
西北工业大学航天学院
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第5期1100-1104,共5页
文摘
吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。
关键词
吸气式高超声速飞行器
冲压发动机
激波膨胀波
理论
牛顿
激
波
理论
机身/发动机组合
Keywords
Air-breathing hypersonic vehicle
Scramjet
Shock expansion theory
Newtonian theory
Frame/engine integration
分类号
V412 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究
被引量:
10
2
作者
华如豪
叶正寅
机构
西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室
出处
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2012年第5期535-540,627,共6页
文摘
针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象,数值计算结果表明:设计巡航条件下,来流马赫数为2.5时,采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42%。同时,为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题,本文探索了一种转折变形翼面技术,计算结果表明:通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比,该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外,在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能,将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明,本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。
关键词
超音速减阻
Busemann双翼
激波膨胀波
干涉
气动特性
Keywords
wave drag reduction for supersonic flight,Busemann biplane,shock wave and expansion wave interference,aerodynamic performance
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
超声速物面振动气动力的非线性效应研究
3
作者
刘成
叶正寅
机构
西北工业大学航空学院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018年第6期1027-1033,共7页
基金
国家自然科学基金项目(11732013)
文摘
研究了超声速物面振动中气动力非线性的主要来源,分析了影响非线性效应的主要因素。首先建立考虑激波膨胀波的活塞理论,将其计算结果与活塞理论、Euler方程的结果进行对比,明确了活塞理论高阶项所代表的物理意义。同时研究活塞理论在具有单侧气流的壁板振动以及具有双侧气流的物面振动中的应用,分析这两种不同研究对象的气动力非线性效应。探究了振动频率对气动力非线性的影响规律,重新标定了线性活塞理论的应用范围。得出主要结论:(1)超声速物面振动过程中产生的激波膨胀波是气动力非线性的主要来源,壁板模态的对称性加剧了这种非线性效应;(2)在具有双面超声速气流的物面振动中,气动力的非线性效应显著减弱;(3)活塞理论的高阶项的物理意义是激波膨胀波带来的非线性效应,这种非线性效应随振动频率的增长先减弱后加强。
关键词
活塞理论
非线性效应
激波膨胀波
壁板模态
来流条件
振动频率
Keywords
piston theory
nonlinear utility
shock and expansion waves
panel modal
flow condition
vibration frequency
分类号
V211.15 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.47 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
栅格尾翼导弹空气动力特性的计算与分析
被引量:
6
4
作者
陆中荣
杨骥
机构
北京航空航天大学流体力学研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2001年第3期7-12,共6页
基金
国家自然科学基金资助项目
文摘
将单独栅格翼气动特性的计算推广应用于计算栅格尾翼导弹在亚、跨、超音速流中的法向力、俯仰力矩和轴向力系数以及载荷分布。对于小的迎角和舵偏角 ,栅格尾翼的法向力特性在亚音速时用基于升力面理论的涡格法计算 ,在跨音速时用一维流理论计算 ,在超音速时用激波 -膨胀波法计算 ;弹体对尾翼的干扰 ,用尾翼处在弹体的横向上洗流场中来模拟。尾翼对弹体干扰所引起的附加载荷用镜像法计算。对于中等大的迎角和舵偏角 ,栅格尾翼的法向力用经验公式计算。单独弹体的法向力特性 ,在亚音速时采用 Jorgensen的理论与修正的细长体理论相结合的方法计算 ,在超音速时用 Aiello建立的数据相关法计算。通过实例计算 ,得到与实验数据吻合良好的满意结果。计算结果表明 ,栅格尾翼的空气动力有许多特有的性质 ,将它应用到导弹上作稳定面和控制面 。
关键词
涡格法
激
波
-
膨胀
波
法
镜像法
栅格尾翼
导弹尾翼
导弹
空气动力
计算
Keywords
Vortex lattice method,Shock expansion wave method,mirror image method,Grid fin,Missile fin.
分类号
TJ760.11 [兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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职称材料
题名
变截面管道对引信电机涡轮转速的控制研究
5
作者
陈志敏
机构
西北工业大学飞机制造系
出处
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2000年第z1期171-172,176,共3页
文摘
应用气体动力学的爆炸波理论、激波膨胀波理论以及变截面一维管流理论,对风 能发电式引信的受力进行了理论分析和相应状态下的引信受力情况进行了计算。设 计出超音速范围下符合标准的引信电机涡轮转速的管道形状,保证了引信电机在马 赫数为1.5、2.0及3.0时转速的稳定性。
关键词
变截面管道
引信涡轮转速
激
波
和
膨胀
波
理论
一维管流理论
Keywords
Pipeline of variable cross section
The fuse generator
Theory of shock and expansion wave
分类号
TK16 [动力工程及工程热物理—热能工程]
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职称材料
题名
吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析
被引量:
5
6
作者
唐硕
张栋
祝强军
机构
西北工业大学航天学院
西北工业大学航天飞行动力学重点实验室
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2013年第3期244-249,共6页
基金
西北工业大学博士论文创新基金资助(CX201218)
文摘
吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战。建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性。通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据。
关键词
推进系统
激波膨胀波
耦合模型
一体化设计
Keywords
propulsion system
shock expansion
coupling modeling
integration configuration
分类号
V211.5 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析
7
作者
祝强军
唐硕
谭艺明
机构
西北工业大学航天学院
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2011年第5期57-61,共5页
文摘
针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声速飞行器机体弹性弯曲振动对前体压缩性能的影响。分析表明:对于实际飞行中可能发生的小振幅的低频弯曲振动,其最主要的影响是引起头部激波的改变;机体弯曲振动幅值或频率增大都会对超燃冲压发动机进气道调节范围和前体压缩性能产生不利影响。
关键词
吸气式高超声速飞行器
超燃冲压发动机
准定常
激波膨胀波
理论
压缩性能
Keywords
airbreathing hypersonic flight vehicle
scramjet
quasi-steady shock-expansion wave theory
compression performance
分类号
V211.47 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响
8
作者
张栋
唐硕
机构
西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2015年第1期21-25,共5页
基金
航天支撑技术基金资助(2013-HT-XGD-014)
中央高校基本科研业务费专项资金资助(3102014KYJD008)
文摘
为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式高超声速飞行器气动性能参数随着钝化半径的变化规律。研究结论可为乘波构型的高超声速飞行器一体化设计提供一定的依据。
关键词
一体化设计
前缘钝化
激波膨胀波
耦合模型
Keywords
integration configuration
leading edge bluntness
shock waves and expansion waves
coupling modeling
分类号
V211.5 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
吸气式高超声速飞行器动力学特性分析
马辉
袁建平
方群
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007
8
下载PDF
职称材料
2
基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究
华如豪
叶正寅
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2012
10
下载PDF
职称材料
3
超声速物面振动气动力的非线性效应研究
刘成
叶正寅
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018
0
下载PDF
职称材料
4
栅格尾翼导弹空气动力特性的计算与分析
陆中荣
杨骥
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2001
6
下载PDF
职称材料
5
变截面管道对引信电机涡轮转速的控制研究
陈志敏
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2000
0
下载PDF
职称材料
6
吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析
唐硕
张栋
祝强军
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2013
5
原文传递
7
高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析
祝强军
唐硕
谭艺明
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2011
0
原文传递
8
前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响
张栋
唐硕
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2015
0
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