基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法及其试验验证 被引量：1

1

作者 张婷婷 周健斌 +1 位作者 窦忠谦 章俊杰 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2022年第1期19-23,共5页

提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析。计... 提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析。计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计算精度,计算获得的跨音速压缩性“凹坑”特性与试验结果吻合较好。 展开更多

关键词 跨音速颤振 偶极子格网法(DLM) 气动力修正 风洞试验

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考虑气动力修正的操纵面颤振特性研究 被引量：1

2

作者 肖明辉 徐焱 +1 位作者 贺顺 谷迎松 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2018年第10期1624-1627,共4页

机翼在后缘操纵面带有大偏角时会发生一定程度的气流分离。采用计算流体力学方法计算大偏角操纵面上的气动力,并以此对采用偶极子格网法得到的气动力进行修正,进而进行机翼颤振分析。算例结果显示,气动力修正并不改变操纵面颤振模态的... 机翼在后缘操纵面带有大偏角时会发生一定程度的气流分离。采用计算流体力学方法计算大偏角操纵面上的气动力,并以此对采用偶极子格网法得到的气动力进行修正,进而进行机翼颤振分析。算例结果显示,气动力修正并不改变操纵面颤振模态的耦合类型,主导颤振的模态仍为机翼一弯和外段操纵面旋转;考虑操纵面偏转情况下的气动力修正后,计算得到的颤振速度比气动力未修正的结果高。 展开更多

关键词 颤振 计算流体力学 气动力修正 操纵面 气动弹性

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外挂物气动力建模对机翼/外挂物颤振特性的影响及修正 被引量：3

3

作者 李家旭 张新平 谷迎松 《科学技术与工程》 北大核心 2014年第24期298-301,共4页

在某机翼/外挂物颤振建模中,采用了两种外挂物气动力理论模型,即十字交叉升力面模型和细长体模型。首先对两种气动力理论进行了简要介绍,并给出了常用的气动力修正方法。采用两种外挂物气动力模型分别进行了机翼/外挂物颤振计算,并比较... 在某机翼/外挂物颤振建模中,采用了两种外挂物气动力理论模型,即十字交叉升力面模型和细长体模型。首先对两种气动力理论进行了简要介绍,并给出了常用的气动力修正方法。采用两种外挂物气动力模型分别进行了机翼/外挂物颤振计算,并比较了单独外挂物刚体模态下两种气动力模型对应的广义气动力系数。针对细长体模型,还进行了截面宽高比变参分析。结果显示细长体理论结果对该参数不敏感。最后采用一种简化的气动力修正方法,对外挂物十字交叉升力面模型进行了修正。结果表明,外挂物气动力修正对其颤振特性具有重要的影响。 展开更多

关键词 颤振 外挂物 气动力修正 细长体

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基于风洞试验数据和仿真融合修正的气动特性预示技术 被引量：1

4

作者 刘汉宇 张耘隆 +2 位作者 张津泽 胡彦辰 袁赫 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2023年第2期97-101,136,共6页

为提升运载火箭气动特性数值仿真预示精度,降低型号研制成本、缩短研制周期,提出了一种基于风洞试验数据和CFD数值仿真结果融合修正的火箭气动特性精确预示方法。以多组光杆构型火箭仿真计算结果和单个类似构型风洞试验数据为基础,建立... 为提升运载火箭气动特性数值仿真预示精度,降低型号研制成本、缩短研制周期,提出了一种基于风洞试验数据和CFD数值仿真结果融合修正的火箭气动特性精确预示方法。以多组光杆构型火箭仿真计算结果和单个类似构型风洞试验数据为基础,建立了风洞试验与数值仿真计算结果融合修正模型,以获取未开展风洞试验构型的气动特性数据。经数据融合修正后的火箭气动特性数据已成功用于型号设计,并取得了较好的效果。 展开更多

关键词 数据融合 气动特性修正 数值仿真 风洞试验

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迎风面肋板对方柱流场和气动力的影响研究 被引量：3

5

作者 蒋媛 刘锦阳 +1 位作者 刘锐 回忆 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2023年第18期225-232,共8页

研究表明外伸肋板能显著减小高层建筑的风荷载,但此类附属构造的流场机理尚未澄清,因此,该文章采用大涡模拟方法研究了均匀来流作用下迎风面竖向肋板对方柱周围流场和气动力的影响,分析了不同模型的流场结构、风压分布和气动力,阐明了... 研究表明外伸肋板能显著减小高层建筑的风荷载,但此类附属构造的流场机理尚未澄清,因此,该文章采用大涡模拟方法研究了均匀来流作用下迎风面竖向肋板对方柱周围流场和气动力的影响,分析了不同模型的流场结构、风压分布和气动力,阐明了竖向肋板的流场机理。研究发现,外伸竖板使模型前角区域产生局部旋涡,该旋涡明显影响了来流的流动分离和剪切层特征。肋板的外伸长度d显著影响模型周围的流场结构、涡脱频率和风压分布。模型周围流场的变化导致平均阻力C_(d)和脉动升力C′_(l)明显减小。肋板位置参数b和d存在最佳组合,使模型上的气动力最小,当d/D=0.12和b/D=0.10时,模型的C_(d)和C′_(l)相比参考方柱减小了50%和86%。 展开更多

关键词 气动修正 方柱 竖向肋板 大涡模拟 流场 气动力

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无尾飞翼布局特殊舵面建模与气动弹性研究

6

作者 张礼 王正平 高正红 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2014年第10期1585-1589,共5页

以多舵面组合下的无尾飞翼布局飞机为基础,建立全机的结构有限元模型和气动面模型。针对其双舵面的特点,进行气动与结构修正,从而比较真实的反映双舵面飞翼布局的气弹特性,提出了一种实用的建模和计算方法。

关键词 无尾飞翼布局 双舵面 气动弹性 气动力修正 操纵效率

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基于风洞试验和数值模拟的超临界机翼雷诺数修正方法研究 被引量：5

7

作者 张彦军 段卓毅 +2 位作者 魏剑龙 雷武涛 赵轲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期934-940,共7页

结合风洞试验方法和数值模拟,对采用超临界机翼的大型飞机进行雷诺数影响规律研究。对比分析了不同雷诺数下的试验结果和数值模拟结果,在此基础上研究了基于数值模拟结果的雷诺数修正方法,将低雷诺数试验结果向高雷诺数进行修正。修正... 结合风洞试验方法和数值模拟,对采用超临界机翼的大型飞机进行雷诺数影响规律研究。对比分析了不同雷诺数下的试验结果和数值模拟结果,在此基础上研究了基于数值模拟结果的雷诺数修正方法,将低雷诺数试验结果向高雷诺数进行修正。修正结果与相应雷诺数试验结果相比,阻力系数相差不超过0.0004,升阻比最大误差约为0.2。针对于力矩系数修正误差问题进行了修正方法改进,改进后的修正误差从0.01降为0.001,表明了修正结果在飞行雷诺数下的适用性。 展开更多

关键词 超临界机翼 雷诺数影响 风洞试验 气动力修正 数值模拟

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船身式水上飞机中高速静水滑行阻力估算 被引量：6

8

作者 孙建军 马东立 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期925-929,共5页

根据水上飞机起飞滑行阶段特殊的多介质环境,参考滑行艇水面滑行阶段的阻力特性分析方法,提出一种考虑气动布局影响的估算船身式水上飞机中高速静水滑行阻力的半理论半经验公式;用此公式计算得到某船身式水上飞机中高速滑行阶段的水动... 根据水上飞机起飞滑行阶段特殊的多介质环境,参考滑行艇水面滑行阶段的阻力特性分析方法,提出一种考虑气动布局影响的估算船身式水上飞机中高速静水滑行阻力的半理论半经验公式;用此公式计算得到某船身式水上飞机中高速滑行阶段的水动阻力及俯仰角随体积弗劳德数变化曲线,并分析水动阻力及俯仰角变化的原因;根据得到的水动阻力及俯仰角,计算某船身式水上飞机起飞滑跑距离,计算结果与试验结果一致,间接验证了所提出阻力计算公式的有效性,同时也为计算船身式水上飞机起飞滑跑距离提供一种思路. 展开更多

关键词 船身式水上飞机 查结法 水动阻力 气动修正 起飞滑跑距离

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一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术 被引量：6

9

作者 金鑫 袁兵 +1 位作者 张利珍 蔡广平 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第1期80-84,共5页

提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的... 提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的分离特性,解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈,为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性提供一套工程实用的解决方案。 展开更多

关键词 试验技术 折叠弹翼 悬挂物分离 气动力修正 分离安全性 捕获轨迹风洞试验

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氢动力无人机大展弦比机翼静气弹特性分析 被引量：5

10

作者 郝帅 马铁林 +1 位作者 甘文彪 李根 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1670-1676,共7页

以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比... 以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比刚性机翼,弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%,滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大,对飞机的气动性能产生不利影响;基于刚性计算结果,对大展弦比机翼进行气动修正,是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。 展开更多

关键词 氢动力无人机 大展弦比机翼 静气动弹性 流固耦合 气动修正

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水上飞机滑行阶段静水阻力性能的一种估算方法 被引量：11

11

作者 武庆威 高霄鹏 吴彬 《船海工程》 2013年第3期154-157,共4页

根据水上飞机起飞滑行阶段的受力特点,借鉴高速艇阻力性能预报和分析方法,提出考虑水上飞机机翼气动布局影响的半理论半经验公式方法,并采用该方法对水上飞机在静水中中高速滑行时的阻力性能进行估算。以某船身式水上飞机模型为算例,计... 根据水上飞机起飞滑行阶段的受力特点,借鉴高速艇阻力性能预报和分析方法,提出考虑水上飞机机翼气动布局影响的半理论半经验公式方法,并采用该方法对水上飞机在静水中中高速滑行时的阻力性能进行估算。以某船身式水上飞机模型为算例,计算其航行姿态、气动阻力、水动阻力和总阻力。将计算结果和模型试验数据进行比对,结果表明,计算模型的气动阻力和水动阻力的计算值随着宽度弗劳德数变化的基本规律与试验结果基本一致。 展开更多

关键词 水上飞机 气动布局修正 气动阻力 水动阻力

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一种机翼型架外形快速设计方法 被引量：1

12

作者 林跃胜 杨智春 叶伟 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2012年第12期1893-1897,共5页

民用飞机的机翼设计都是以巡航性能作为设计点。由于飞机静气动弹性效应,大展弦比后掠机翼飞机巡航飞行时,机翼的气动特性会因机翼产生静变形而改变。为使飞机巡航飞行时机翼巡航性能达到设计指标,需要对机翼进行型架设计。本文中提出... 民用飞机的机翼设计都是以巡航性能作为设计点。由于飞机静气动弹性效应,大展弦比后掠机翼飞机巡航飞行时,机翼的气动特性会因机翼产生静变形而改变。为使飞机巡航飞行时机翼巡航性能达到设计指标,需要对机翼进行型架设计。本文中提出一种机翼型架外形的设计方法,首先应用气动力修正技术,对计算效率高但精度不足的偶极子格网法进行修正,采用完全解耦方法获得机翼初始型架外形,再通过耦合的迭代计算收敛到目标机翼型架外形,使其巡航状态飞行性能达到设计值。此方法不仅收敛速度快,而且其结果具有较高精度。 展开更多

关键词 型架外形设计 静气动弹性变形 大展弦比后掠机翼 气动力修正

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