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乘波构形和乘波飞行器研究综述 被引量：32
1
作者 赵桂林 胡亮 +2 位作者 闻洁 彭辉 张绵纯 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2003年第3期357-374,共18页
乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形。乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场。本文比较全面地总结了... 乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形。乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场。本文比较全面地总结了乘波构形的生成方法和乘波飞行器的设计方法,介绍了乘波构形的优化方法及影响因素,给出了优化的乘波构形,并介绍了乘波飞行器的研究进展,提出了今后的研究重点。 展开更多
关键词 乘波构形 乘波飞行器 综述 高超音速飞行器 高升阻比 设计方法 优化方法 影响因素
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超音速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究 被引量：9
2
作者 赵桂林 彭辉 +1 位作者 胡亮 张绵纯 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第5期577-582,共6页
在超音速流动中,进行了侧向喷流干扰特性的实验研究,研究了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响.结果表明,随喷流压力增大,喷流前的高压区向前扩展,喷流的包裹作用加强.有攻角时,背风侧喷流前的高压区更大,喷... 在超音速流动中,进行了侧向喷流干扰特性的实验研究,研究了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响.结果表明,随喷流压力增大,喷流前的高压区向前扩展,喷流的包裹作用加强.有攻角时,背风侧喷流前的高压区更大,喷流包裹作用的影响区域前移,喷流的控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显. 展开更多
关键词 侧向喷流 压力 扩展 超音速流动 攻角
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低速风洞横向开槽壁试验段性能的研究 被引量：3
3
作者 韩延良 蒋金贵 +2 位作者 袁建昆 周杰 张绵纯 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第1期30-35,共6页
为探索减小洞壁干扰的试验方法，用环境风洞做了二维极向开槽壁试验段性能的试验研究。槽壁由等宽度薄板条在相对模型的两侧壁以零攻角等间距排放而构成，通过测量圆柱模型周向的表面压力对槽饭宽度、驻室深度、试验段长度、模型在试验... 为探索减小洞壁干扰的试验方法，用环境风洞做了二维极向开槽壁试验段性能的试验研究。槽壁由等宽度薄板条在相对模型的两侧壁以零攻角等间距排放而构成，通过测量圆柱模型周向的表面压力对槽饭宽度、驻室深度、试验段长度、模型在试验段中的轴向位置等与槽壁试验段性能有关的参显做了试验研究。模型堵塞比一直到０．２５的试验结果与无干扰的参考曲线符合良好。结果表明低速横向开槽壁具有洞壁干扰小且结构简单的特点。 展开更多
关键词 风洞 二维 开槽壁 洞壁干扰
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上市高新技术企业研发费用规模影响因素分析 被引量：3
4
作者 张绵纯 《财会通讯（中）》 2011年第6期25-27,共3页
一、文献回顾(一)国外研究1954年,Dorfman和Steiner首次提出模型用于解释企业研发费用支出的影响因素,随后Griliches、Schmookler、Scherer对市场规模这一重要影响因素进行了分析,同时Scherer和Levin等人还发现企业拥有的技术机会和企... 一、文献回顾(一)国外研究1954年,Dorfman和Steiner首次提出模型用于解释企业研发费用支出的影响因素,随后Griliches、Schmookler、Scherer对市场规模这一重要影响因素进行了分析,同时Scherer和Levin等人还发现企业拥有的技术机会和企业特有的技术专用型条件对技术创新活动有着同样重要的作用。 展开更多
关键词 企业研发费用 高新技术 科学技术 影响因素分析
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跨声速开槽壁超临界翼型洞壁干扰的N－S方程模拟 被引量：2
5
作者 马侠 张绵纯 蒋金贵 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第3期311-315,共5页
本文采用二维可压缩非定常Ｎ－Ｓ方程模拟了带有上下开槽壁的跨声速二维管风洞中超临界翼型绕流的流场。网格生成中内层采用解双曲型偏微分方程，外层采用代数生成法。开槽壁采用只有压力梯度没有顶板运动的Ｃｏｕｅｔｔｅ流动的解析解... 本文采用二维可压缩非定常Ｎ－Ｓ方程模拟了带有上下开槽壁的跨声速二维管风洞中超临界翼型绕流的流场。网格生成中内层采用解双曲型偏微分方程，外层采用代数生成法。开槽壁采用只有压力梯度没有顶板运动的Ｃｏｕｅｔｔｅ流动的解析解近似。推导出槽间流动与开闭比的三次方关系。上下壁边界层可由无滑移条件直接模拟，也可用平板边界层近似。本文对驻室压力作了几种近似处理，结果表明，所给Ｎ－Ｓ方程的边界条件与风洞实验多接近一步，其结果就符合得更好，这为下一步用Ｎ－Ｓ方程进行洞壁干扰修正打下了基础。 展开更多
关键词 洞壁干扰 N-S方程 跨声速风洞
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高超声速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究 被引量：3
6
作者 赵桂林 彭辉 +1 位作者 胡亮 张绵纯 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第2期188-194,共7页
在高超声速(M=6)流动中,实验研究了侧向喷流的干扰特性,并探讨了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响。结果表明,在高超声速流动中,随喷流压力增大,喷流弓形激波与来流弓形激波相交,喷流前的高压区增大,而喷流... 在高超声速(M=6)流动中,实验研究了侧向喷流的干扰特性,并探讨了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响。结果表明,在高超声速流动中,随喷流压力增大,喷流弓形激波与来流弓形激波相交,喷流前的高压区增大,而喷流后的低压区几乎不受影响,喷流的控制效果加强。与迎风侧喷流相比,背风侧喷流控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显。 展开更多
关键词 侧向喷流 喷流控制 干扰特性 高超声速流动
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跨音速翼型上的激波／边界层干扰自适应控制计算 被引量：1
7
作者 马侠 蒋金贵 +1 位作者 张绵纯 肖林奎 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 1994年第1期60-65,共6页
在激波区使用自适应壁对跨音速翼型上的激波／边界层的相互作用（干扰）进行控制，可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔，其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（Ｎ－Ｓ... 在激波区使用自适应壁对跨音速翼型上的激波／边界层的相互作用（干扰）进行控制，可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔，其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（Ｎ－Ｓ）方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨音速粘性绕流，提出了一个适用于本特殊情况（物面边界局部地区在求解过程中有变化）的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨音速翼型绕流的影响。 展开更多
关键词 激波 边界层干扰 翼型 跨音速流动
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用N-S方程求解柔壁翼型绕流 被引量：2
8
作者 马侠 肖林奎 +1 位作者 蒋金贵 张绵纯 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第1期11-14,共4页
用 N- S方程数值模拟带有自适应柔壁被动控制的翼型粘性绕流。用时间推进法求解这种准定常绕流。在时间历程中 ,柔壁自适应变化 ,最后与整个流场一起趋于定常。
关键词 控制 激波 边界层干扰 N-S方程
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管风洞——高雷诺数地面模拟试验设备
9
作者 钱福星 王幼纯 +1 位作者 李明娟 张绵纯 《力学进展》 EI 1979年第4期44-55,共12页
管风洞可以认为是一种特殊类型的下吹式风洞。它是西德格廷根大学Ludwieg(1955)首先提出的。起初,它作为超音速或高超音速风洞而受到注意,后来在迫切需要建立高雷诺数风洞的背景下,作为一种高雷诺数跨音速风洞而问世。 一、产生管风洞... 管风洞可以认为是一种特殊类型的下吹式风洞。它是西德格廷根大学Ludwieg(1955)首先提出的。起初,它作为超音速或高超音速风洞而受到注意,后来在迫切需要建立高雷诺数风洞的背景下,作为一种高雷诺数跨音速风洞而问世。 一、产生管风洞的背景 1.飞行雷诺数的提高与试验设备可达雷诺数的差距 对于气动力模拟来说,主要的模拟参数是飞行马赫数和雷诺数。但是在本世纪50年代以前。 展开更多
关键词 管风洞 贮气 下吹式风洞 雷诺数 路德维希管 高雷诺数风洞 REYNOLDS数 三速风洞 跨音速风洞 风洞模拟试验 风洞试验 飞行M数 飞行马赫数 地面模拟试验
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跨声速翼型上激波/边界层干扰的自适应控制计算
10
作者 马侠 蒋金贵 +1 位作者 张绵纯 肖林奎 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第2期129-135,共7页
在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,... 在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。 展开更多
关键词 激波 边界层干扰 跨音速分离
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