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燃气舵气动特性试验和数值分析 被引量:11
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作者 李军 刘献伟 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2005年第4期55-58,87,共5页
采用试验和理论计算方法,研究推力矢量发动机燃气舵气动特性问题,在风洞和热喷流试验的基础上,建立了发动机试验的六分力模型,进行了2发发动机的点火试验;选择三维、粘性湍流模型及与试验发动机相近的几何模型为数值计算模型,对照发动... 采用试验和理论计算方法,研究推力矢量发动机燃气舵气动特性问题,在风洞和热喷流试验的基础上,建立了发动机试验的六分力模型,进行了2发发动机的点火试验;选择三维、粘性湍流模型及与试验发动机相近的几何模型为数值计算模型,对照发动机试验状态进行了计算.结果表明试验方法和试验模型正确,计算结果和试验结果具有一致性. 展开更多
关键词 推力矢量 燃气舵 数值模拟
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射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响 被引量:6
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作者 郭飞飞 王如根 +2 位作者 夏钦斌 李勇 马彩东 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2010年第3期26-29,共4页
采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGκ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入不同角度对称射流的二元矢量喷管全流场进行了数值研究。结果表明:射流与主流的总压比RSP越大,射流角度越接近0,°喷管有效喉道面积比越小。与... 采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGκ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入不同角度对称射流的二元矢量喷管全流场进行了数值研究。结果表明:射流与主流的总压比RSP越大,射流角度越接近0,°喷管有效喉道面积比越小。与无射流时相比,当射流缝处于喉道处,射流缝宽度为1 mm,射流角度为0,°RSP=1.0时,喷管相对喉道面积比可达到78.15%;保持RSP不变时,改变射流角度,喷管总压恢复系数、推力系数和射流流量基本保持不变;通过改变射流角度可以有效控制喷管的喉道面积。 展开更多
关键词 推力矢量 二元矢量喷管 气动喉道 射流
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先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术 被引量:6
3
作者 何开锋 刘刚 +3 位作者 毛仲君 汪清 贾涛 章胜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第1期9-20,共12页
具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作... 具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。 展开更多
关键词 过失速机动 模型飞行试验 非定常气动力建模 非线性控制 推力矢量 气动参数辨识
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非对称腔体合成双射流矢量特性数值研究 被引量:4
4
作者 王林 罗振兵 +2 位作者 刘冰 夏智勋 王德全 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期370-376,共7页
利用合成射流全流场计算X-L模型,对非对称腔体合成双射流激励器的射流矢量特性进行了数值模拟,分析了激励器不同腔体体积比、不同振动膜速度、不同频率下的合成双射流流场。研究结果表明,当激励器两腔体不对称时,所形成的合成双射流不... 利用合成射流全流场计算X-L模型,对非对称腔体合成双射流激励器的射流矢量特性进行了数值模拟,分析了激励器不同腔体体积比、不同振动膜速度、不同频率下的合成双射流流场。研究结果表明,当激励器两腔体不对称时,所形成的合成双射流不再垂直向下游流动,而是会发生偏转,即射流具有矢量特性,偏转角度的大小可以通过激励器工作条件进行调节。其机理是振动膜对大小不同的两腔体的相对压缩量不同,使得两出口处所形成射流的能量和低压区不再对称,因此导致合成双射流向低能量(大腔体)一侧偏转。振动膜振幅和频率的提高对低压区大小分别起到增加和减弱的作用,所以偏转角度又随着振动膜最大速度的增加而增大,随工作频率的增加而减小。 展开更多
关键词 合成双射流 非对称腔体 矢量特性 X-L模型+
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Numerical Investigation of Plasma Active Flow Control 被引量:1
5
作者 孙佰刚 李锋 +3 位作者 张珊珊 王靖宇 张莉涓 赵二雷 《Plasma Science and Technology》 SCIE EI CAS CSCD 2010年第6期723-728,共6页
Based on the theory of EHD (electronhydrodynamic), a simplified volume force model is applied to simulation to analyze the traits of plasma flow control in flow field, in which the cold plasma is generated by a DBD ... Based on the theory of EHD (electronhydrodynamic), a simplified volume force model is applied to simulation to analyze the traits of plasma flow control in flow field, in which the cold plasma is generated by a DBD (dielectric-barrier-discharge) actuator. With the para- electric action of volume force in electric field, acceleration characteristics of the plasma flow are investigated for different excitation intensities of RF (radio frequency) power for the actuator. Furthermore, the plasma acceleration leads to an asymmetric distribution of flow field, and hence induces the deflection of jet plume, then results in a significant deflection angle of 6.26° thrustvectoring effect. It appears that the plasma flow control technology is a new tentative method for the thrust-vectoring control of a space vehicle. 展开更多
关键词 flow control PLASMA thrust-vectoring DBD EHD
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增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验 被引量:3
6
作者 周辉华 谭慧俊 +1 位作者 周慧晨 蔡建刚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期1576-1581,共6页
对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏... 对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变. 展开更多
关键词 射流 增强 推力矢量 双喉道喷管 矢量喷管 流动特性试验
原文传递
二元双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究 被引量:24
7
作者 谭慧俊 陈智 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第10期1678-1684,共7页
对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2... 对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 推力矢量 喷管 双喉道 射流
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球形收敛调节片推力矢量喷管的发展 被引量:12
8
作者 梁春华 靳宝林 李雨桐 《航空发动机》 2002年第3期55-58,共4页
球形收敛调节片喷管(SCFN)是一种正在研制中的先进的轴对称/非轴对称混合式推力矢量喷管。简述了它的发展现状并总结了其结构特点,并指出,它是一种具有发展潜力的推力矢量喷管。
关键词 发展 推力矢量喷管 球形收敛调节片喷管 二元喷管 轴对称喷管
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次流通道对双喉道气动矢量喷管的性能影响研究 被引量:9
9
作者 范志鹏 徐惊雷 郭帅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第9期1174-1180,共7页
为了进一步了解次流通道对双喉道气动矢量喷管(Dual Throat Nozzle,DTN)气动矢量性能的影响,基于二维DTN喷管构型进行了详细的数值模拟研究。结果表明:收扩的次流通道相对于平直的次流通道不会改善DTN喷管的推力矢量性能;随着次流流量增... 为了进一步了解次流通道对双喉道气动矢量喷管(Dual Throat Nozzle,DTN)气动矢量性能的影响,基于二维DTN喷管构型进行了详细的数值模拟研究。结果表明:收扩的次流通道相对于平直的次流通道不会改善DTN喷管的推力矢量性能;随着次流流量增加,DTN的推力矢量角存在一个最大值,超过该值各推力矢量性能均会降低;次流通道宽度对DTN喷管推力矢量性能影响显著:(1)次流宽度不影响所能达到的最大推力矢量角;(2)小的次流宽度在进口总压较高的条件下具有更高的推力矢量角;(3)增大次流宽度能降低次流总压,但达到的矢量角会有所减小。 展开更多
关键词 双喉道气动矢量喷管 次流管道 次流百分比 推力矢量性能 数值模拟
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一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟 被引量:7
10
作者 周慧晨 谭慧俊 +1 位作者 孙姝 程代姝 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第9期2070-2076,共7页
为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后... 为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数. 展开更多
关键词 射流推力矢量 双喉道喷管 推力矢量喷管 矢量增强 扩张段
原文传递
轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析 被引量:3
11
作者 卢燕 樊思齐 《飞机设计》 2002年第2期14-17,共4页
采用Jamson提出的有限体积法对 4种结构的轴对称推力矢量喷管的内流场进行了数值分析 ,预测了其内流场性能参数 ,计算结果与参考文献符合的很好 ,表明该方法对建立轴对称推力矢量喷管的数学模型具有很高的模拟精度和较快的收敛速度。
关键词 轴对称 矢量喷管 有限体积法 战机 流场性能参数
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关节间隙对矢量喷管调节机构动态特性影响的数值仿真与验证
12
作者 孟令超 张昊 +2 位作者 张起梁 罗忠 许春阳 《航空发动机》 北大核心 2024年第3期64-71,共8页
为研究飞机在不同飞行工况下关节间隙对矢量喷管运动调节机构动态特性的影响,采用第1类拉格朗日方程与混合接触力模型和LuGre摩擦模型相结合的方法,构建了考虑关节间隙和摩擦系数等特征的矢量喷管运动调节机构单叶动力学理论模型,进而... 为研究飞机在不同飞行工况下关节间隙对矢量喷管运动调节机构动态特性的影响,采用第1类拉格朗日方程与混合接触力模型和LuGre摩擦模型相结合的方法,构建了考虑关节间隙和摩擦系数等特征的矢量喷管运动调节机构单叶动力学理论模型,进而构建了整体调节机构的运动学分析模型。结果表明:由于关节间隙的存在,在矢量喷管运动调节机构运动状态突然改变时,初始碰撞阶段调节片的位移几乎不受间隙碰撞的影响,但速度与加速度会产生剧烈且短暂的振动,振动大小受关节间隙影响较大,而间隙对平稳运动时的调节片运动精度几乎不产生影响;整机矢量喷管运动调节机构做收扩运动时,各关节产生的碰撞力几乎相同,做上下偏转运动时,C关节处产生的碰撞力最大,A关节处的受力次之,B和D关节处的受力最小。 展开更多
关键词 矢量喷管运动调节机构 间隙 拉格朗日方程 动力学 航空发动机
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推力矢量控制中的非线性鲁棒解耦控制方法 被引量:3
13
作者 高建平 陈宗基 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1997年第3期42-47,共6页
介绍了推力矢量控制的由来和意义,着重叙述了推力矢量控制,特别是推力矢量飞机在大迎角、过失速状态下目前主要的非线性鲁棒解耦控制律的设计方法。如非线性逆动态方法、NLQR(非线性二次最优调节器)、自适应方法、变结构方法以... 介绍了推力矢量控制的由来和意义,着重叙述了推力矢量控制,特别是推力矢量飞机在大迎角、过失速状态下目前主要的非线性鲁棒解耦控制律的设计方法。如非线性逆动态方法、NLQR(非线性二次最优调节器)、自适应方法、变结构方法以及最近出现的基于人工神经元网络的方法。指出了这些方法在推力矢量控制飞机应用中各自的特色以及目前存在的问题。并指出了今后主要的工作方向。 展开更多
关键词 推力矢量 鲁棒 解耦控制 非线性 飞机
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推力矢量喷管设计与气动特性分析研究 被引量:6
14
作者 陈玲玲 杨青真 李岳峰 《科学技术与工程》 北大核心 2012年第6期1304-1307,共4页
二元矢量喷管结构简单,隐身特性好,在多种隐身飞机上得到了应用。发展了一种"圆转方"二元喷管型面设计方法,基于此方法设计了二元喷管和两型矢量喷管。一型通过二元喷管壁面几何偏转实现,另一型由塞式中心体偏转实现。数值模... 二元矢量喷管结构简单,隐身特性好,在多种隐身飞机上得到了应用。发展了一种"圆转方"二元喷管型面设计方法,基于此方法设计了二元喷管和两型矢量喷管。一型通过二元喷管壁面几何偏转实现,另一型由塞式中心体偏转实现。数值模拟了"圆转方"喷管以及这两型矢量喷管的内外流场。对其推力系数、流量系数、有效推力矢量角等性能参数进行了计算和分析对比,给出了对二元矢量喷管设计具有参考价值的推力矢量角的影响因素及其影响规律。 展开更多
关键词 圆转方二元喷管 推力矢量 几何偏转 中心体偏转 数值模拟
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影响超音速分离线喷管流动特性因素的数值研究 被引量:3
15
作者 李元 李鑫 +1 位作者 李耿 陈林泉 《弹箭与制导学报》 北大核心 2022年第2期94-99,共6页
超音速分离线(SSSL)喷管技术是一种有着良好应用前景的推力矢量技术。由于其结构设计的特点,SSSL喷管在减轻喷管消极质量、结构布局、放大偏转矢量角等方面有着较为明显的优势,并且SSSL喷管内流场的流动特性与传统喷管有显著差异。为研... 超音速分离线(SSSL)喷管技术是一种有着良好应用前景的推力矢量技术。由于其结构设计的特点,SSSL喷管在减轻喷管消极质量、结构布局、放大偏转矢量角等方面有着较为明显的优势,并且SSSL喷管内流场的流动特性与传统喷管有显著差异。为研究其流动特性、分析不同因素对内流场流动的影响,文中采用数值仿真的方法,对超音速分离线喷管在不同设计参数下不同摆角的内流场进行计算研究。结果表明:在合理的设计参数范围内,超音速分离线喷管具有偏转放大效应;摆角在0°至5°范围内时,轴向推力系数和侧向推力系数随着摆角的增大而减小;喷管扩张段扩张半角越大,偏转放大效应越好;分离线处扩张比越大,偏转放大效应越好。 展开更多
关键词 超音速分离线喷管 摆动喷管 推力矢量技术 偏转放大效应 数值仿真 摆动角度 扩张半角 扩张比
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二元喉道倾斜矢量喷管的数值模拟 被引量:4
16
作者 王菲 额日其太 +1 位作者 李家军 王强 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期388-390,433,共4页
利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管进行了研究.研究了喉道单侧注气、扩张段辅助注气对喷管流场和性能的影响.研究结果表明:喉道单侧注气可以产生不对称的流动,产生矢量推力,但是推力矢量效率较低;扩张段辅助注气可以显著提高喷... 利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管进行了研究.研究了喉道单侧注气、扩张段辅助注气对喷管流场和性能的影响.研究结果表明:喉道单侧注气可以产生不对称的流动,产生矢量推力,但是推力矢量效率较低;扩张段辅助注气可以显著提高喷管的推力矢量性能;只有注气流量比较大时,才会出现典型的"喉道倾斜"现象;但是推力矢量控制效率最高的区域并不是出现在"喉道倾斜"之后,而是出现在弓形激波位置逐渐前移、扩张段注气口上游亚音速区域不断扩大的过程中. 展开更多
关键词 矢量喷管 流体控制 喉道倾斜 射流
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俄罗斯第6代战斗机发动机最新进展
17
作者 刘晓瑜 梁春华 索德军 《航空发动机》 北大核心 2023年第5期78-82,共5页
为全面了解和掌握国外第6代战斗机发动机的研制历程和先进技术,基于有限资料综述了俄罗斯第6代战斗机发动机技术发展路线与关键技术的最新进展。俄罗斯第6代战斗机发动机的构型已经基本明确,关键技术也已基本明确并开始筹划。关键技术... 为全面了解和掌握国外第6代战斗机发动机的研制历程和先进技术,基于有限资料综述了俄罗斯第6代战斗机发动机技术发展路线与关键技术的最新进展。俄罗斯第6代战斗机发动机的构型已经基本明确,关键技术也已基本明确并开始筹划。关键技术包括三涵道自适应循环、二元推力矢量喷管、陶瓷基复合材料(CMC)部件、3D打印等。 展开更多
关键词 第6代战斗机 自适应发动机 俄罗斯 二元推力矢量喷管 三涵道结构 3D打印 陶瓷基复合材料
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轴对称矢量喷管气动矢量角和流量系数计算方法研究 被引量:2
18
作者 朱燕 王占学 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期229-232,共4页
为定量分析推力矢量对发动机性能的影响,文章基于复杂的三平面几何关联关系建立了轴对称矢量喷管几何矢量角对气动矢量角、流量系数影响的数学模型。通过对比实验结果和用基于CFD方法的数学模型计算的结果,研究了此方法的适用性及它的... 为定量分析推力矢量对发动机性能的影响,文章基于复杂的三平面几何关联关系建立了轴对称矢量喷管几何矢量角对气动矢量角、流量系数影响的数学模型。通过对比实验结果和用基于CFD方法的数学模型计算的结果,研究了此方法的适用性及它的实用价值。结果表明此模型适用于大多数喷管,并具有较高的计算精度。 展开更多
关键词 矢量喷管 气动矢量角 流量系数
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非定常燃气舵绕流场的数值分析 被引量:2
19
作者 李军 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期471-475,共5页
以推力矢量发动机的燃气舵为研究对象,采用三维、粘性、湍流流动模型和数值分析的接触网格技术,在定常流动计算的基础上,对包含舵基、舵片和发动机壳体的区域进行详细数值分析。计算了舵片转动时的非定常流动。给出舵片受到的力和力矩... 以推力矢量发动机的燃气舵为研究对象,采用三维、粘性、湍流流动模型和数值分析的接触网格技术,在定常流动计算的基础上,对包含舵基、舵片和发动机壳体的区域进行详细数值分析。计算了舵片转动时的非定常流动。给出舵片受到的力和力矩随时间的变化曲线,得出了有益的结论。该文所用方法对于燃气舵的气动设计、辅助发动机点火试验具有指导意义。 展开更多
关键词 推力矢量 非定常流 接触网格 燃气舵 数值模拟
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扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究 被引量:2
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作者 王健 额日其太 《航空工程进展》 2011年第3期318-322,329,共6页
扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明:扩张段... 扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明:扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷管的起动问题,并使喷管性能显著提高;注气缝位于扩张段中间时,容易形成连续扩张的主流通道,有利于主流的加速和产生推力,因此其推力性能最好。 展开更多
关键词 矢量喷管 双喉道喷管 扩张段注气 射流控制
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