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空气动力学学报

空气动力学学报

北大核心

CSCD

CSTPCD

Acta Aerodynamica Sinica
本刊是中国空气动力学会主办的综合性学术刊物，主要刊载空气动力学领域具有创造性的理论、实验和应用论文，也发表流体力学，风工程等方面的好论文。是国家一级刊物，也是重要的核心期刊，被国内外重要数据库收录。
  • 发文量：2469
  • 被引量：1109
  • H指数：3
  • 开始收录时间：1989,7(1)
  • CNKI综合因子：0.839
  • 维普期刊影响因子： 1.09
  • 万方期刊影响因子：0.64
  • 创刊时间：1980
  • 国内刊号/CN：51-1192/TK
    国际刊号/ISSN：0258-1825
  • 发行周期：双月刊
    邮发代号：62-27
  • 主管单位：中国空气动力研究与发展中心
    主办单位：中国空气动力学会
空气动力学学报-联系信息
  • 主编：唐志共
  • 电话：0816-2463375
  • 邮箱：kqdlxxb@163.com
  • 地址：四川省绵阳市二环路南段6号11信箱9分箱
  • 邮编：621000
空气动力学学报-获奖情况
  • • 2016年获四川省绵阳市优秀科技期刊奖
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空气动力学学报 >2023年第10期

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共4384条结果
  • 摘要：本文叙述了在中性大气层结下对丘陵地区的近地层流场的环境风洞试验。目的在于弄清该地区的流场特征,了解上风向工厂排出的气态污染物的输送规律。试验结果表明,该地区由于地形起伏较大,导致水平流场相对复杂,接地层气流向喇叭口山谷偏转,预测200水以下中低源排烟影响时不宜引入均匀性假设。另外,文章还讨论了风廓线的变化以及地面粗糙度对湍流强度的影响。
  • 摘要：对五个不同后掠角三角翼的前缘分离涡流场在低速风洞中进行了实验研究。用七孔探针测量了不同迎角下三角翼前缘涡核的轨迹、涡破碎点、涡核环量和相对汇强度。实验结果表明,本文的测量结果与Erickson等人用其它方法测得的结果符合得较好,说明七孔探针是风洞中研究脱体涡流场的一种简易、方便而又比较准确的测量工具。
  • 摘要：本文应用我们提出的跨-亚音速三维谐振机翼的局部线化面元法,同时采用了与之配偶的亚临界定常流绕三维厚度机翼的面元法迭代解,对几种不同平面形状的机翼,进行了俯仰和滚转阻尼导数的计算和分析,并和现有的实验数据以及线化理论的计算结果进行了比较,从而表明,本方法可以得到满意的动导数计算结果;还表明,当接近临界马赫数时,动导数计算必须计及跨音速非线性效应。
  • 摘要：本文中的方法是把时间推进有限体积法和流线迭代法结合起来,用以解决任意旋成面叶栅跨声速绕流的计算问题。在旋成流面上,网格是由一族流线及一族固定的节距线所组成的。流线的位置预先并不知道,在计算过程中需要逐步加以修正。采用流线作为一族网格线可使网格线的分布更为合理,并使差分格式简化。同时,为了加速计算过程的收敛,在本计算中采用逐步加密网格技术。
  • 摘要：本文介绍了跨音速风洞洞壁干扰实验研究的进展,提供了洞壁干扰的某些定量结果。评述了新近发展的洞壁干扰修正的壁压测量法,并指出值得注意和有待改进的问题。探讨减少洞壁干扰的可行方案,并对洞壁干扰研究的适用技术提出建议。其结论对改善跨音速风洞设计和模型试验是有用的。
  • 摘要：本文首先分析了各种航天飞机方案的气动要求,讨论了总体方案对气动外形的影响。接着根据美国航天飞机的飞行试验结果,研讨了研制航天飞机必须要解决的气动力和气动热问题。重点分析了风洞试验数据和飞行试验数据之间存在明显差别的原因。最后,对在我国开展航天飞机的气动研究和试验工作提出了建议。
  • 摘要：一维非定常管流自由开口端边界条件的确定,特别是当自由出流和入流都要考虑时,是一个十分复杂的问题。本文系统地研究了这种流动问题,指出了九种可能的波系组合,其中包括亚、超音速出流及音速入流等流动状态。同时亦指出了各种波系组合之间的边界,它们在压力——马赫数状态图上的相互位置以及计算方法,从而为一维非定常复杂管流理论计算边界条件的处理打下了理论基础。本文介绍的边界条件配上随机选取法所得的计算结果与实验十分吻合。
  • 摘要：本文叙述了测量俯仰阻尼导数的试验装置及其数据处理方程。在FL-23风洞中,测量了AGARD-C模型俯仰阻尼导数,结果表明:阻尼导数随M数的变化趋势是合理的,M=2.5 C模型在FL-23的测量结果同在AEDC 4英尺风洞所得的数据有很好的一致性。重复性实验结果表明,该装置可用在跨超音速风洞中测量飞行器模型的俯仰阻尼导数。
  • 摘要：本文概括了油流显示技术的基本原理,并通过实验证明油流流线实际上是壁面摩擦应力线的反映。在此基础上利用微分方程相平面理论分析表面油流谱的局部特性和对流谱局部地进行分类。本文以大量的实验油流谱图画,探讨了油流谱中螺旋点与鞍点的连接特性,提出了这种流谱特性与由螺旋点发出的旋涡这一流动现象之间存在物理上的内涵关系。
  • 摘要：＜正＞ 1.引言 在双管式氢氧发动机喷流模拟设备（图1）中,燃料供应是通过一对管子,因而可
  • 摘要：＜正＞ 由于航空发动机和大功率凝汽式蒸汽透平研制的实际需要,近年来对于叶轮机械中带激波的三维跨音流场的研究、分析与计算十分重视,并已取得了相当大的进展。这些工作都是基于时间推进法来进行数值求解。[5]由微分型的基本方程组出发,采用MacCormack格式进行计算,得到了压气机叶列中的三维跨音流场。该方法的不足之处是,要求的运算时间太长,这可能是由于使用微分方程,为保证所需精度在计算区域中安排了多达25000个网格点的缘故。[1—4]及[6、7]从积分型的基本方程组出发,
  • 摘要：本文使用气浮技术及气动分元法等特殊实验方法,对锥体模型加工、安装偏差以及头部斜切引起的小滚动力矩进行了风洞实验研究。实验M数为4、5、6,攻角从-2°至+6°,Re数在5×10~6左右。文中给出了实验结果,静校和风洞吹风重复性误差,并对有关实验结果进行了初步的讨论。
  • 摘要：研制的激光双镜干涉仪比马赫-陈得尔干涉仪除具有较高的干涉光束强度、更大的视场口径、更好的抗振性、结构更简单及成本很低等优点外,还具有与马赫干涉仪完全相同的干涉信息处理方法,并且灵敏度还高一倍。干涉条纹的方向与宽度可任意调节。不需苛刻的实验环境和复杂的调节过程,适于大多数流场干涉显示的定量研究。 文中将讨论仪器的原理及特点,并给出部份实际应用中的结果。
  • 摘要：本文用时间相关法完成了定常、无粘、跨声速喷管流动的计算。内部点参数用MacCormack差分格式计算,壁边界点参数用简化了的特征边界条件计算,轴上点参数用反射原理计算。计算表明:计算是收敛的,计算结果与实验数据符合良好。
  • 摘要：＜正＞ 1.引言 文[1]和[2]以线化小扰动理论为基础,提出了一个变换法则,可将无侧滑的常值面涡基本解推广为有侧滑情形（不限于小侧滑角）。应用到Woodward方法,对有侧滑情形,只要求与无侧滑情形一样划分小块。涡格法是较早出现的计算机翼载荷分布的方法,广泛应用于亚音速,但直到1976年以后才推广到超音速,出现了广义涡格法。由于涡格法的斜马蹄涡模型是小块弦长趋于零的常值面涡模型的极限情形,因此文[2]的变换同样适用于涡格法模型。本文目的,是用文[2]的变换将文[4]的广义涡格法推广应用到有侧滑的超音速机翼,确定由升力引起的滚转力矩。 2.基本方法与普通涡格法一样,将机翼划分小块,沿小块布置斜马蹄涡,见图1。
  • 摘要：本文介绍一种适合于烧蚀传热特点的简便和实用的有限元法。首先从能量守恒原理出发,建立带有导数的有限元素方程,然后介绍了采用伽辽金（Galerkin）法对时间域进行有限元离散而得到的各种格式。 为了解决烧蚀移动边界问题,采用了在动坐标系上建立有限元素方程。 用本方法对典型问题进行了计算,并与理论解、差分解进行了比较,对方法作了初步讨论。本方法应用实例是高速飞行器轴对称端头再入烧蚀体的传热计算。
  • 摘要：＜正＞ 在平面叶栅定常跨音绕流计算中,采用时间推进法,由于基本方程组是非定常欧拉方程组,属于双曲型,可以应用特征理论。在边界点上,特征相容方程精确地刻画了流动参量间的关系,使得数值处理更精确地反映无粘流的物理模型。本文从基本方程组出发,推导出适合于边界点应用的特征相容方程组的通用形式;并应用特征理论,讨论了平面叶栅绕流问题中边界条件的提法;对于边界条件的几种不同的近似处理方法,进行了数值试验,比较了它们对数值结果的影响。
  • 摘要：＜正＞ 变后掠飞行时,飞机的动态响应是变后掠飞机飞行动力学的重要问题之一。探讨动态响应的规律以及与飞机气动力的联系,分析响应规律的基本机理,对变后掠机翼气动设计和改善动态响应特性都有实际意义。 1.运动方程 相对于机体轴系的变后掠飞机纵向运动方程是:
  • 摘要：本文依据低速风洞实验、载荷分布计算和跨超音速面积律计算,分析了前掠翼布局飞机的气动特性,提出了提高前掠翼气动特性的措施,并用对称性原理解决面涡法和面积律计算方法对前掠翼布局的应用。实验研究和计算表明:前掠翼布局有较好的气动特性,翼梢小翼可提高前掠翼的升力及升阻比。近距耦合的鸭翼及前掠翼翼根填块对改善前掠翼根的气流分离有显著效果。前掠冀比后掠翼更接近最佳载荷分布。有鸭翼的前掠翼组合体的轴向截面分布较易接近最佳当量截面分布,因而可显著减小零升波阻。
  • 摘要：本文给出了一种计及边缘脱体涡影响的小展弦比机翼的气动力数值计算方法。方法中用等效集中涡来模拟脱体涡的影响。使用涡格法对各种不同展弦比的三角翼、矩形翼的计算结果表明,本方法所计算的压力分布、纵向气动特性,与实验相比吻合较好;与其它计算方法相比,计算简单,收敛稳定,且不依赖于初值的选取。
  • 摘要：0.6米×0.6米跨超声速风洞（FL-23）是一座直流暂冲式风洞,该风洞阀门引起了很高的气流噪声。在阀门与稳定段之间加了降噪装置后,该风洞气流噪声大幅度下降,其值达到国内外暂冲式风洞最低水平。本文介绍了该风洞所用的降噪装置,给出了加降噪装置前后的噪声特性,并与国内外有关风洞的噪声特性作了比较。
  • 摘要：由涡的定义导出的向量泊桑方程的积分形式的解析解,被用于低速风洞壁引起的干扰速度的计算。这种积分方法可以较精确地计算气流分离模型或任何复杂形状模型试验的洞壁干扰,而不存在试验模型的模拟问题。洞壁干扰计算所需要的一切信息都被包括在洞壁压力分布的测量数据中,数据的跳动对积分结果影响极小。该方法简单省时间,可做为数据处理的一部分,用于风洞吹风试验时随计算机修正。
  • 摘要：＜正＞ 1.引言 高超声速机动飞行器（如航天飞机、机动导弹等）的气动控制翼,为了转动灵活,在弹体和控制翼之间总有一定宽度的缝隙。出于翼前物面压力一般总是大于翼背风面的压力,因而形成了缝隙内流。这样,外物面边界层内的热气体流入缝隙内,产生了缝隙流气动加热及缝隙的热防护等问题。当翼转角足够大时,还会引起翼前物面边界层的分离再附,这对缝内流动有很大影响;而缝隙流反过来也会影响分离再附区的流动性质和整个弹体的气动力特性。控制翼引起的激波与湍流边界层相互干扰,本来就是很复杂的
  • 摘要：本文应用摄动法给出了一种简便的计算任意二元和轴对称细长喷管可压缩有势流动的近似解析方法。流场的解是相对于一个表示喷管细长程度的小参数进行渐近展开,而展开式的首项就取喷管当地截面处的一元流的解。对于速度分量,文中给出了展开式中的前两项的表达式。数值算例的结果表明,当喷管壁的斜率大约不超过20°,喷管壁的曲率半径大约不小于喷管截面半高度的4～5倍时,用本方法计算的速度的模的相对误差不超过1％。本方法可用于计算Laval喷管内由亚音速加速到超音速时的流场。
  • 摘要：＜正＞ 在文献[1]中,我们曾指出对于局部超音速点,存在一个小于1而大于零的ω0。当松弛因子满足0＜ω0＜0≤1时,改进迭代是稳定的。这个结论是错误的。错误来自在附录2中,令ω→0,而未对|B2|~2—|A2|~2作精密的量级分析。正确的结论是:在局部超音速点,对改进迭代找不到满足稳定条件的ω。下面证明这结论:
  • 摘要：测量壁面剪切应力的大小和方向,对附面层进行深入的实验研究,是空气动力学工作者十分关注的一个课题。表面热膜,为这一课题的研究提供了新的途径。本文是在对表面热膜进行研制和实验的基础上写成的,结合典型的实验结果,阐述了表面热膜的基本实验方法和应用范围。
  • 摘要：＜正＞ 众所周知,L.Prandt1的边界层理论对于早期的粘性流研究和应用起了重要的作用。时至今日,边界层方程的数值计算仍然是一个十分活跃的方面。但是,目前实践中提出的许多新课题（如激波与边界层的相互作用问题,分离流问题等）远非边界层方程所能描述,而必须借助更复杂的微分方程。在这方面,六十年代初期提出的简化Navier-Stokes方程（SNSE）是对古典边界层方程的重要改进,它适用于十分广泛的流动问题。我们以高超音速粘性绕流向题为主,对二维及三维简化NS方程的数值解法作了一些研究,本文不打算全面叙述所有计算问题,而集中对计算方法方面的问题作一小结,以供参考。
  • 摘要：＜正＞ 1.前言 最早的压力-速度相关测量是Kawamura和Serafini做的。随后,发表了许多壁面压力脉动与速度脉动相关和功率谱的研究结果,其中壁面压力脉动和速度脉动之间相关的详细结果是Willmarth和Wooldrige所提供的。 Bradshaw研究了急剧减速的边界层中壁面压力脉动和速度脉动的关系,他在逆压梯度边界层中发现了较低的对流速度。他还应用Townsend关于“非活动”（inactive）运动的重要概念来解释在逆压梯度中湍流壁面层相似性的明显破坏。
  • 摘要：＜正＞ 一、引 言 为了提高管风洞、激波管的运行品质,非定常膨胀波进入圆管后壁面附面层增长问题的研究有着重要意义。尤其在跨音速管风洞,贮气管内附面层随时间的增长情况,直接影响到管风洞的运行时间及流动品质。这一问题的解决是设计管风洞的前提和基础。 贝克尔（E.Becker）首先计算了贮气管道内附面层的增长。他用二元不可压缩的假定和1/7次方速度分布,简化了附面层动量积分方程;然后用勃拉休斯（Blasius）表面摩擦规律求出了解,并得到了等效的有心膨胀波运动速度。虽然在附面层内及表面摩擦系
  • 摘要：本文探讨了差分计算中激波上、下游解出现波动的原因。研究指出:在NS激波方程中,附加二阶耗散项,可平滑激波;但附加三阶弥散项或四阶耗散项,在一定条件下,可引起解在激波上、下游波动。因此在求解NS激波方程时,若采用二阶或三阶差分格式,由于格式弥散项和耗散项的存在,将引起解的波动。

    空气动力学学报的期刊信息

    • 创刊时间：1980
    • 地区：CN
    • 语言：中文
    • 热门主题：中国空气动力学会
    • 学科分类： 航空、航天;

      Engineering:Mechanical Engineering;Mathematics:Modeling and Simulation;Physics and Astronomy:Condensed Matter Physics;Surfaces and Interfaces;

    空气动力学学报的获奖情况

    • • 2016年获四川省绵阳市优秀科技期刊奖

    空气动力学学报的收录情况

    • • 北大核心期刊（1992版）
    • • 北大核心期刊（1996版）
    • • 北大核心期刊（2000版）
    • • 北大核心期刊（2004版）
    • • 北大核心期刊（2008版）
    • • 北大核心期刊（2011版）
    • • 北大核心期刊（2014版）
    • • 北大核心期刊（2017版）
    • • 中国科学引文数据库（2011-2012）
    • • 中国科学引文数据库（2013-2014）
    • • 中国科学引文数据库（2015-2016）
    • • 中国科学引文数据库（2017-2018）
    • • 中国科学引文数据库（2019-2020）
    • • 工程索引
    • • 哥白尼索引
    • • 日本科学技术振兴机构数据库
    • • 文摘与引文数据库
    • • 中国科技核心期刊

    空气动力学学报的投稿信息

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    • 审稿费：平均 150 元/篇元
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    • 邮编：621000
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    • 期刊栏目：综述；研究论文；专栏
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