1) oscillating airfoil
振荡机翼
1.
An approach of inverse problem for unsteady aerodynamic design of 2-D oscillating airfoil based on Euler equations (Ⅱ);
基于欧拉方程的二维振荡机翼非定常气动设计反命题方法(Ⅱ)
2.
It is one of approaches for unsteady inverse problems of oscillating airfoil to solve unsteady Bluer equations with finite difference method.
利用有限差分法解非定常欧拉方程是振荡机翼非定常气动反问题的一种求解方法。
3.
The approach can unify the subsonic,transonic and supersonic inverse problems and avoid the direct simulation of the unsteady wake of oscillating airfoil.
提出在映象坐标下求解二维非定常欧拉方程获取二维振荡机翼的气动反命题解,给出了非定常气动反问题的边界条件和求解方法。
2) oscillating hydrofoil
振荡水翼
1.
Numerical simulation of water flow over an oscillating hydrofoil using Realizable k-ε turbulence model;
应用Realizable k-ε湍流模型的振荡水翼绕流数值模拟研究(英文)
3) oscillating flap
子翼振荡
1.
In the test case of oscillating flap the grid deformation technique will be used in the multi-block meshes.
文中结合子翼振荡算例,将动态变形网格技术运用到多块网格中。
4) D oscillating airfoils flow
二维振荡机翼流动
5) oscillating delta wing
振荡三角翼
1.
Force measurement results of oscillating delta wings at angle of attack ranging from 0°～90° are presented.
给出了０°～９０°范围内振荡三角翼的测力实验结果，并给出了不同前缘后掠角、振荡频率和转轴位置对三角翼法向力系数的影响，进而讨论了有关参数影响产生的机理。
6) Airfoil flutter
机翼颤振
1.
Bifurcations of 2-multiple semi-stable limit cycles, as well as supercritical and subcritical Hopf bifurcations of an airfoil flutter system with cubic nonlinearity in incompressible flows were studied.
对定常流作用下含立方非线性刚度的二元机翼颤振系统的二重半稳环分叉以及超临界Hopf分叉和次临界Hopf分叉进行了研究。
2.
The properties of bifurcation points of airfoil flutter with cubic nonlinearity in incompressible flow are studied.
对定常空气动力作用下、含立方非线性刚度的二元机翼颤振系统的分叉点进行了研究。
补充资料：超临界机翼
采用特殊翼剖面（翼型）的机翼。它能提高机翼的临界马赫数，使机翼在高亚音速时阻力急剧增大的现象推迟发生。它的翼型被称为超临界翼型，由美国R.T.惠特科姆于 1967年首先提出。 其形状特征是前缘较普通翼型钝圆，上表面平坦,下表面接近后缘处有反凹(见图)，后缘薄,而且向下弯曲。气流绕过普通翼型前缘时速度增加较多(前缘越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速继续增加。翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多。飞行速度足够高时(相当马赫数0.85～0.9),翼型上表面的局部流速可达到音速。这时的飞行马赫数称为临界马赫数。飞行速度再增加，上表面便会出现强烈的激波，引起气流分离，使机翼阻力急剧增加。为了保持飞机飞行的经济性，飞行马赫数不宜超过临界马赫数。想要提高飞行速度就要设法提高机翼临界马赫数。减小机翼厚度或采用后掠机翼（见后掠翼飞机）可以提高临界马赫数，但是这样会增加机翼重量。采用超临界机翼可提高临界马赫数，同时不必付出增加机翼重量的代价。超临界翼型的前缘钝圆，气流绕流时速度增加较少，平坦的上表面又使局部流速变化不大。这样，只有在飞行马赫数较高时，上表面局部气流才达到音速，即其临界马赫数较高。在达到音速后，局部气流速度的增长较慢，形成的激波较弱，阻力增加也较缓慢。超临界机翼还可用于减轻飞机结构重量。如果带后掠翼的高亚音速飞机改用超临界机翼，在保持飞行速度不变的情况下，可以在机翼厚度不变时改用平直机翼，这样就可减轻机翼重量，同时改善机翼的低速气动特性。如维持后掠角不变而采用厚机翼，同样可降低机翼重量，还可增加机翼内的容积，用以放置燃油或其他设备。超临界机翼由于前缘钝圆，低速和跨音速的升力特性比较好，有可能应用在超音速飞机上。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条