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AN EFFICIENT FINITE-DIFFERENCE ALGORITHM FOR COMPUTING AXISYMMETRIC TRANSONIC NACELLE FLOW FIELDS
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作者 Huang MingkeNanjing Aeronautical Institute 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 1990年第4期225-232,共8页
A finite difference method for computing the axisymmetric, transonic flows over a nacelle is presented in this paper. By use of the conservative full-potential equation, body-fitted grid, and the exact boundary condit... A finite difference method for computing the axisymmetric, transonic flows over a nacelle is presented in this paper. By use of the conservative full-potential equation, body-fitted grid, and the exact boundary conditions, a new AF scheme is constructed according to the criterion of optimum convergence. The proposed scheme has been applied to transonic nacelle flow problems. Computation for several nacelles shows the rapid convergence of this scheme and excellent agreement with the experimental results. 展开更多
关键词 AN EFFICIENT FINITE-DIFFERENCE ALGORITHM FOR COMPUTING AXISYMMETRIC TRANSONIC nacelle FLOW FIELDS
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湍流风况下风电机组机舱近尾流的数值模拟研究 被引量:1
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作者 汪涛 卢新根 +2 位作者 王晓东 樊庆洋 梁翰文 《风机技术》 2024年第4期60-66,共7页
水平轴风电机组机舱风速是机组控制的主要信号参数。机舱风速受风电机组来流湍流与风电机组近尾流影响,变化复杂,对风电机组的优化控制有重要的影响。本文采用计算流体力学(CFD)方法,对湍流风况下风电机组机舱近尾流进行了详细分析。对... 水平轴风电机组机舱风速是机组控制的主要信号参数。机舱风速受风电机组来流湍流与风电机组近尾流影响,变化复杂,对风电机组的优化控制有重要的影响。本文采用计算流体力学(CFD)方法,对湍流风况下风电机组机舱近尾流进行了详细分析。对比研究了稳态均匀风况和湍流风况下的近尾流的结构、机舱速度分布及其对风电机组总体性能的影响。研究发现,风电机组总体性能随湍流风况波动也呈现多尺度波动特征。湍流风况下,经过滤波后的机舱风速的时间序列和来流风速的时间序列体现出很强的相关性。对于湍流风况和稳态均匀风况,叶片/风轮旋转对风电机组机舱风速波动的影响最大。湍流风况会增加风电机组机舱风速的波动频率,增大波动的幅值,削弱风轮旋转对尾流和机舱风速的影响。湍流风况使得机舱周围的流动结构更复杂。稳态均匀风况与湍流风况下叶片吸力面叶根位置处都发生了分离流动,湍流强度增大了叶根位置处的流动分离。 展开更多
关键词 水平轴风电机组 机舱风速 近尾流 湍流风况 数值模拟
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基于风机式激光测风雷达的风机功率特性曲线测试方法 被引量:1
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作者 梁志 师宇 +1 位作者 张哲 胡非 《中国科学院大学学报(中英文)》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期257-267,共11页
通过风机式激光测风雷达(NML)测试风机功率特性曲线(PPM),对比分析风机式NML和测风塔的结果差异,评估两种方法在发电量计算中的不确定性。结果表明,风机式NML与测风塔的风速测量一致,相关系数可达0.994,拟合的斜率和截距分别为0.979和0.... 通过风机式激光测风雷达(NML)测试风机功率特性曲线(PPM),对比分析风机式NML和测风塔的结果差异,评估两种方法在发电量计算中的不确定性。结果表明,风机式NML与测风塔的风速测量一致,相关系数可达0.994,拟合的斜率和截距分别为0.979和0.084;风机式NML的测试数据在功率特性曲线的散点分布图中更集中;发电量评估结果表明,NML比测风塔高估发电量1.73%。不同风向扇区的研究结果表明,测风塔在不同风向下处于风机的不同方位,NML随风机机舱的偏航始终测量风机正前方风速,与风向保持一致,因此散点更为集中。风机式NML对PPM测试的不确定度更低,对风机叶轮上平均风速更具有代表性,具有一定的研究意义与实际应用价值。 展开更多
关键词 风机功率特性曲线 激光测风雷达 测风塔 年发电量
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内涵喷管关键几何参数对巡航工况超大涵道比短舱气动性能的影响研究
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作者 汪文杰 王占学 邓文剑 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期62-76,共15页
为降低燃油消耗、污染物排放和气动噪声,民用涡扇发动机朝着超大涵道比(Ultra-High Bypass Ratio,UHBPR)方向发展。发动机尺寸增大导致的短舱阻力和质量增大会减小甚至抵消涵道比增大带来的收益。为进一步提升UHBPR短舱的气动性能,建立... 为降低燃油消耗、污染物排放和气动噪声,民用涡扇发动机朝着超大涵道比(Ultra-High Bypass Ratio,UHBPR)方向发展。发动机尺寸增大导致的短舱阻力和质量增大会减小甚至抵消涵道比增大带来的收益。为进一步提升UHBPR短舱的气动性能,建立了评价巡航工况进气道、外罩和排气系统整体气动性能的参数,基于数值模拟研究了内涵喷管关键几何参数对短舱气动性能的影响规律,并分析了影响机理。结果表明:核心后罩收缩比和内涵喷管长径比对发动机安装推力损失的影响较大,最大变化量分别为10.77%和13.40%。核心后罩收缩比取较小值,内涵喷管长径比取值在0.9附近有利于减小发动机的安装推力损失。流场分析表明:核心后罩收缩比、内涵喷管长径比和出口角变化会影响外涵喷管出口下游的激波前马赫数、激波位置、强度以及其与附面层的相互干扰,也会影响尾锥附近的压力分布,还会影响内涵喷管出口马赫数,从而显著影响核心后罩推力、尾锥推力和内涵喷管推力。巡航工况下外涵喷管超临界而内涵喷管亚临界,内涵喷管几何参数变化几乎不会影响外涵喷管的性能,但会显著影响内涵喷管的流量和推力。内涵喷管流通能力的变化会影响发动机的流量,进而影响冲压阻力、附加阻力和外罩阻力。 展开更多
关键词 涡扇发动机 内涵喷管 外涵喷管 超大涵道比短舱 气动性能
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涡桨发动机舱引射通风冷却数值研究
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作者 陈尧 单勇 张靖周 《航空计算技术》 2024年第1期76-81,共6页
以涡轮螺旋桨飞机的排气系统/短舱为研究对象,构建了机翼/机身/螺旋桨一体的发动机短舱仿真物理模型,采用多参考坐标系(MRF)法对螺旋桨滑流进行了模拟,并探究了不同排气管长度下发动机舱内的流动和换热情况。结果表明:在研究参数范围内... 以涡轮螺旋桨飞机的排气系统/短舱为研究对象,构建了机翼/机身/螺旋桨一体的发动机短舱仿真物理模型,采用多参考坐标系(MRF)法对螺旋桨滑流进行了模拟,并探究了不同排气管长度下发动机舱内的流动和换热情况。结果表明:在研究参数范围内,随排气管混合管段长度增加,在无滑流状态下,排气管中间环缝的引射流量上升18.3%,排气管末端环缝引射流量上升0.27 kg/s;在有滑流状态下,中间环缝引射流量保持在0.174 kg/s左右基本不变,末端环缝引射流量相对增加了35.8%,混合管段长度变化对末端环缝引射影响较大。排气管外管温度分布具有不对称性,滑流引入后,表面平均温度下降15 K,降幅4%;混合管段壁面温度受引射出口回流区和高温排气影响略有升高。 展开更多
关键词 涡桨发动机 排气引射 通风冷却 螺旋桨滑流 多参考坐标系
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先进树脂基复合材料在商用航空发动机中的应用 被引量:1
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作者 魏然 苏震宇 刘洋 《科技创新与应用》 2024年第3期193-196,共4页
为研究先进树脂基复合材料在商用航空发动机中的应用情况和发展趋势,分析国外航空发动机中先进树脂基复合材料的应用进展,重点介绍风扇段和短舱上复合材料的应用部件、材料体系及成型工艺。结果表明,应用先进树脂基复合材料制造航空发... 为研究先进树脂基复合材料在商用航空发动机中的应用情况和发展趋势,分析国外航空发动机中先进树脂基复合材料的应用进展,重点介绍风扇段和短舱上复合材料的应用部件、材料体系及成型工艺。结果表明,应用先进树脂基复合材料制造航空发动机部件,可显著减轻发动机重量、提高推重比、降低燃油损耗、减少噪声,带来突出的性能优势和经济效益。说明通过开展材料体系研发、结构优化设计及低成本、自动化成型技术研究,提高复合材料应用水平,是商用航空发动机中先进复合材料的发展趋势。 展开更多
关键词 先进树脂基复合材料 商用航空发动机 风扇 短舱 性能优势
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短舱管路接头耐火试验数值仿真预测
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作者 江有为 李松阳 崔振涛 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第2期842-849,共8页
防耐火性能是航空发动机零部件满足适航要求的基本指标之一,在短舱火区内输送可燃液体的管路是其中的关键考核部件。为预测短舱管路耐火试验结果,评价管路接头火焰耐受性能,提出了开展标准火焰燃烧仿真获取第三类边界条件,通过管路流热... 防耐火性能是航空发动机零部件满足适航要求的基本指标之一,在短舱火区内输送可燃液体的管路是其中的关键考核部件。为预测短舱管路耐火试验结果,评价管路接头火焰耐受性能,提出了开展标准火焰燃烧仿真获取第三类边界条件,通过管路流热耦合换热获取传热稳定后的流体域及固体域温度场,作为热边界条件进行结构变形分析考察管路接头接触状态的数值分析方法。通过直管火焰冲击试验及管路接头耐火试验对相关结果进行了验证。结果表明:出口管路温度预测结果误差小于3%,管路接头泄漏预测结果与试验结果一致。 展开更多
关键词 短舱 管路接头 耐火试验 数值计算
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航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法
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作者 陈垂文 李旦望 +2 位作者 刘林 纪良 夏烨 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第13期5611-5619,共9页
对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国... 对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够具有更优的宽频降噪效果。 展开更多
关键词 风扇机匣声衬 进气道声衬 联合设计 涡扇发动机
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风力发电机组机舱内置干式变压器应用研究
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作者 王忠波 纪风才 杨德飞 《变压器》 2024年第9期8-10,共3页
随着风力发电机组大型化发展,机舱内置变压器与变流器方案成为主要的技术路线之一,本文作者阐述了应用于风力发电机组内部的树脂绝缘干式变压器的选型要素,作为相关工程技术人员的参考资料,以实现安全、可靠、经济、环保、节能的目标方案。
关键词 干式变压器 风力发电机组 机舱内置
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动力短舱多点气动优化设计
10
作者 顾文婷 马坤 韩杰 《航空科学技术》 2024年第2期23-30,共8页
跨声速发动机短舱的设计过程十分复杂,其设计往往需要在相互矛盾的设计要求中进行权衡。本文针对带动力短舱多点气动设计问题,采用类别形状函数变换法(CST)进行几何外形参数化,结合Kriging代理模型、Pareto遗传算法和松散式代理模型管... 跨声速发动机短舱的设计过程十分复杂,其设计往往需要在相互矛盾的设计要求中进行权衡。本文针对带动力短舱多点气动设计问题,采用类别形状函数变换法(CST)进行几何外形参数化,结合Kriging代理模型、Pareto遗传算法和松散式代理模型管理框架,构建了动力短舱多点优化设计平台。在巡航状态,优化目标是降低短舱外表面最大马赫数使短舱阻力减小,提高外流性能;在最大推力状态,优化目标是降低进气道最大马赫数使进气品质提升,提高内流性能。与初始短舱相比,优化设计结果在两个设计点性能上均有所提高,最大马赫数在巡航状态最多降低5%,而在最大推力状态最多降低10%。参数影响规律表明,短舱头部参数对外流和内流性能影响较大,且影响规律不同,应作为短舱综合优化设计的主要参数,并采用不同的优化设计策略。Pareto前沿阵面可以给出满足不同工程设计要求的最优方案。研究结果表明,本文建立的优化设计平台为动力短舱设计提供了有效工具,优化设计结果具有工程参考价值。 展开更多
关键词 动力短舱 类别形状函数变换法 Pareto遗传算法 Kriging代理模型 多点优化
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大型涡桨飞机发动机短舱对机翼气动影响及控制
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作者 赵富荣 魏猛 +1 位作者 杨康智 程志航 《西安航空学院学报》 2024年第1期14-18,共5页
为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速... 为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速特性和最大升力系数方面;优化设计短舱控制剖面能有效改善飞机失速特性;通过精细设计调整短舱与机翼前缘涡流位置和强度,可以使短舱对机翼产生的气动影响符合设计预期。研究结果为改善大型涡桨飞机短舱对机翼气动干扰提供一定方法。 展开更多
关键词 涡桨飞机 短舱 气动影响 失速特性 最大升力系数
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基于机组与测风塔数据的机舱风速传递函数关系建模方法比对研究
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作者 丁霞 唐彬 +2 位作者 李佳 刘士名 关晓晴 《自动化技术与应用》 2024年第11期33-38,共6页
基于某风电场机组SCADA数据和测风塔实测数据构建机舱风速传递函数(NTF)。选择线性方法(标准方法、VR、VS、SS)、由风速分布特点衍生的曲线方法(WBL)、时间矩阵方法(MTS),共计三类方法,6种函数模型,探究不同函数模型的拟合效果,并将拟... 基于某风电场机组SCADA数据和测风塔实测数据构建机舱风速传递函数(NTF)。选择线性方法(标准方法、VR、VS、SS)、由风速分布特点衍生的曲线方法(WBL)、时间矩阵方法(MTS),共计三类方法,6种函数模型,探究不同函数模型的拟合效果,并将拟合后的结果数据与激光雷达实测数据进行对比验证,同时与国际电工委员会(IEC)提出的方法进行比对。验算结果表明:线性分析模型中,相比于IEC标准推荐的函数模型,VR、SS函数模型从总体数据出发,考虑到风速散点图中的偏离点,其拟合效果会较为优异;对于WBL模型,基于风速风特性角度,其函数分布特点能够涵盖住样本散点图中的偏离数据点。因此在实际工程项目中,可考虑优先应用WBL模型进行仿真计算,线性模型中推荐VR、SS函数模型。 展开更多
关键词 测风塔数据 机舱风速传递函数 激光雷达 风速分布 时间矩阵分析 模型
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计及进排气效应翼身融合布局机体—动力装置气动干扰研究
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作者 朱海涛 兰子奇 李岩 《航空科学技术》 2024年第2期14-22,共9页
高气动效率是翼身融合布局获得竞争优势的关键因素。为有效抑制动力装置对该布局气动效率的不利干扰,需对适用于翼身融合布局的动力装置布置形式进行深入研究。本文采用计算流体力学(CFD)技术和可计及进排气影响的动力短舱模型,对某翼... 高气动效率是翼身融合布局获得竞争优势的关键因素。为有效抑制动力装置对该布局气动效率的不利干扰,需对适用于翼身融合布局的动力装置布置形式进行深入研究。本文采用计算流体力学(CFD)技术和可计及进排气影响的动力短舱模型,对某翼身融合—背撑发动机构型进行了精细内、外流耦合数值模拟,研究了巡航点附近动力装置和翼身融合机体之间的气动干扰特征。研究结果表明,相对于孤立翼身融合体构型,全机构型的翼身融合体部件升力系数大幅降低,阻力显著增大,短舱溢流在机身上形成的高压区是升力系数降低的主要原因;转速增大,发动机对机身边界层抽吸效应增强,翼身融合体部件升力系数降低量明显减小;在低转速状态,短舱无发动机喷流部件的唇口吸力效应较强,转速增大至接近全转速时,吸力效应被抵消,该部件产生阻力。 展开更多
关键词 翼身融合布局 动力装置布置 背撑发动机 飞机—发动机匹配性设计 TPS短舱 内/外流耦合 气动干扰
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基于高斯过程回归的机翼/短舱一体化气动优化 被引量:4
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作者 季廷炜 莫邵昌 +3 位作者 谢芳芳 张鑫帅 蒋逸阳 郑耀 《浙江大学学报(工学版)》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期632-642,共11页
为了解决机翼/短舱一体化气动设计的高维非线性优化问题,基于高斯过程回归(GPR)模型提出新型优化设计方法.采用类别形状函数变换(CST)方法对机翼/短舱一体化构型中的翼型进行几何参数化建模;通过控制机翼形状参数、短舱形状参数和短舱... 为了解决机翼/短舱一体化气动设计的高维非线性优化问题,基于高斯过程回归(GPR)模型提出新型优化设计方法.采用类别形状函数变换(CST)方法对机翼/短舱一体化构型中的翼型进行几何参数化建模;通过控制机翼形状参数、短舱形状参数和短舱安装参数实现机翼/短舱构型变形,该参数化建模过程共计包含50个设计参数.通过GPR模型构建机翼/短舱设计参数与气动性能之间的代理模型,并采用贝叶斯优化(BO)算法实现代理模型的自更新和最优气动外形的获取.结果表明:优化后一体化构型的阻力系数下降了10.95%,通过流场分析发现机翼外形和短舱外形的优化改善了表面流场结构,短舱安装位置的优化减弱了机翼和短舱间的气动干扰. 展开更多
关键词 机翼/短舱 气动优化设计 参数化建模 高斯过程回归(GPR) 贝叶斯优化(BO)
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考虑RNA运行作用的近海风电结构主动质量阻尼器振动控制研究 被引量:1
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作者 白久林 李晨辉 王宇航 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2023年第23期183-191,共9页
由于风电塔上部的风轮-机舱组件(rotor-nacelle assembly, RNA)在运行状态中的非线性控制策略,风电塔顶加速度频响特征复杂,其中风轮3倍转频激励(3P)响应最为突出。考虑一种单自由度等效风电塔模型,通过OpenFAST软件确定RNA运行作用下... 由于风电塔上部的风轮-机舱组件(rotor-nacelle assembly, RNA)在运行状态中的非线性控制策略,风电塔顶加速度频响特征复杂,其中风轮3倍转频激励(3P)响应最为突出。考虑一种单自由度等效风电塔模型,通过OpenFAST软件确定RNA运行作用下的结构动力参数与气动荷载,开展了基于线性二次型调节(linear quadratic regulator, LQR)算法的主动质量阻尼器(active mass damper, AMD)对风电塔顶前后向加速度响应的控制研究,以被动调谐质量阻尼器(tuned mass damper, TMD)为对照考察了AMD的减振性能与控制特点。结果表明:在RNA运行作用下,AMD具有比TMD更好的控制表现,其控制作用可一定程度抑制3P频段的响应。 展开更多
关键词 振动控制 风电结构 主动质量阻尼器 风轮-机舱组件(RNA)运行作用
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超声速民机发动机短舱布局对声爆的影响
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作者 肖天航 徐雅楠 +1 位作者 朱震浩 邓双厚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2267-2278,共12页
超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的... 超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的影响规律。数值模拟运用有限体积法在直角网格上求解流体控制方程进行,通过伴随自适应网格加密生成高分辨率网格以精确捕捉近场过压信号。结果表明:发动机进气道唇口激波、尾喷口后缘激波及尾喷流与机体机翼引起的激波系存在强烈的相互干扰,一定程度上增加了近场过压幅值,从而增强了声爆强度。短舱沿弦向前移及置于机翼上方可以有效降低声爆强度,沿展向外移通过抑制尾部各激波的合并也可有效降低声爆强度;在相同总推力前提下,相比三发构型,双发构型能有效降低后体激波强度,但较大尺寸的短舱引起较强的进气道唇口激波。综合考虑喷流噪声和气动阻力因素,翼下双发布局对于新一代超声速民机并非最佳选项。 展开更多
关键词 超声速民机 短舱布局 声爆 网格自适应 笛卡儿网格
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基于适航标准的短舱进气道迎角特性数值研究
17
作者 白杰 郭重佳 +1 位作者 傅文广 孙鹏 《中国民航大学学报》 CAS 2023年第1期1-6,34,共7页
为研究运输类飞机在爬升阶段因大迎角造成短舱进气道内流动分离对进气性能产生的影响,以大涵道比涡扇发动机DGEN380的短舱进气道为研究对象,对其在0°~40°飞行迎角情况下的流场进行数值模拟,发现飞行迎角增大引起短舱进气道内... 为研究运输类飞机在爬升阶段因大迎角造成短舱进气道内流动分离对进气性能产生的影响,以大涵道比涡扇发动机DGEN380的短舱进气道为研究对象,对其在0°~40°飞行迎角情况下的流场进行数值模拟,发现飞行迎角增大引起短舱进气道内低动量流体堆积和气流分离是引起总压畸变的主要原因。研究结果表明:随着飞行迎角增大,总压恢复系数减小,进气畸变指数增大;在28°~40°飞行迎角范围内,因气流在进气道内发生不同程度的分离,总压恢复系数和进气畸变指数对飞行迎角和马赫数的变化更加敏感,且在该范围内,同一飞行迎角情况下,马赫数越大,气流越容易发生分离。 展开更多
关键词 短舱进气道 迎角特性 进气畸变 适航标准 数值模拟
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热塑性高分子复合材料在航空领域中的运用
18
作者 尚金龙 《塑料助剂》 CAS 2023年第2期71-74,共4页
热塑性高分子复合材料相较于传统的材料具有更优越的性能且能够再次回收利用。本文从材料介绍以及航空领域应用两方面对热塑性高分子复合材料在航空领域的运用进行探讨,并对未来的应用前景进行展望,从而为航空复合材料制备以及应用提供... 热塑性高分子复合材料相较于传统的材料具有更优越的性能且能够再次回收利用。本文从材料介绍以及航空领域应用两方面对热塑性高分子复合材料在航空领域的运用进行探讨,并对未来的应用前景进行展望,从而为航空复合材料制备以及应用提供借鉴。 展开更多
关键词 热塑性高分子复合材料 航空发动机短舱 军用航空领域
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Double-decoupled inverse design of natural laminar flow nacelle under transonic conditions 被引量:1
19
作者 Heng ZHANG Jie LI Zhao YANG 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第6期1-18,共18页
The inverse design based on the pressure distribution is an essential approach to realize the improvement of Natural Laminar Flow(NLF) performance for nacelles. However, the direct definition of target pressure distri... The inverse design based on the pressure distribution is an essential approach to realize the improvement of Natural Laminar Flow(NLF) performance for nacelles. However, the direct definition of target pressure distribution at design point is challenging for the dilemma to consider the constraints of shock wave and laminar flow at the same time. In addition, the universality of method will be limited when the inverse design is strongly coupled with the solver. Thus, a double-decoupled methodology based on the relationship of pressure distributions between design and off-design points is proposed in this paper, which realizes the decoupling of constraints in shock wave and laminar flow on target pressure distribution as well as the decoupling of flow field solution and inverse design method. Aimed at an isolated flow-through-nacelle of high bypass ratio, the target pressure distribution with appropriate favorable gradient and shock-free feature is defined according to physical principles at the off-design point of Ma = 0.80 while the transonic and laminar performance are examined at the design point of Ma = 0.85. The solution of flow field is based on γ-Re_(θ) transition model and the inverse design is based on residual-correction method. With the inverse design starting from off-design point, the performance of shock wave and laminar flow at design point are both improved. The local shock wave after the lip of nacelle is eliminated effectively while the streamwise length of laminar flow region is doubled and exceeds to 30% of the chord length. The percentage of drag reduction for outboard surface is 12.7% for friction drag, 7.8%for pressure drag and 10.5% for total drag. The effects of inverse design on the process of transition are analyzed with detailed flow features. The robustness of laminar flow is examined under different variation factors of freestream which are deviated from the design point. 展开更多
关键词 Drag reduction Inverse design method nacelle Natural laminar flow TRANSONIC
原文传递
转子-机舱组合体模型对海上风机结构特征频率和地震响应的影响
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作者 石世刚 翟恩地 +2 位作者 许成顺 杜修力 孙毅龙 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2023年第6期19-27,36,共10页
转子-机舱组合体(Rotor-Nacelle Assembly,RNA)又称风机机头,常用的简化模型包括点质量(RNA_M)、偏心点质量(RNA_ME)、偏心点质量-转动惯量(RNA_MEJ)和刚性机舱-刚性叶片(RNA_RB)。该文基于NREL 5MW单桩式海上风机原型,使用Abaqus软件... 转子-机舱组合体(Rotor-Nacelle Assembly,RNA)又称风机机头,常用的简化模型包括点质量(RNA_M)、偏心点质量(RNA_ME)、偏心点质量-转动惯量(RNA_MEJ)和刚性机舱-刚性叶片(RNA_RB)。该文基于NREL 5MW单桩式海上风机原型,使用Abaqus软件分别建立包含这四种RNA简化模型的风机模型,以刚性机舱-可变形叶片(RNA_FB)风机模型为基准,分析不同的RNA简化模型对风机结构特征频率和地震响应的影响。研究结果表明:对于只涉及支撑结构1阶模态的问题,四种简化RNA模型计算的频率均是准确可靠的;当涉及支撑结构的2阶模态或/和扭转模态时,应采用RNA_MEJ、RNA_RB或RNA_FB模型;当涉及支撑结构的更高阶模态时,应采用RNA_FB模型。对于风机结构地震响应分析,RNA_MEJ与RNA_RB模型计算的结构响应更准确,但它们的大多数结构响应峰值的最大相对偏差均超过了10%,在实际工程应用时应慎重使用这些RNA简化模型。 展开更多
关键词 海上风机 单桩基础 转子-机舱组合体模型 特征频率 地震响应
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