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大迎角非定常气动力建模方法研究 被引量：13
1
作者 孙海生 张海酉 刘志涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期733-737,共5页
以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了... 以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了模型的有效性。从模型物理意义、参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面对几种非定常气动力模型进行了比较研究。 展开更多
关键词 大迎角 非定常气动力 数学模型
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低速风洞进气道连续扫描试验方法研究
2
作者 徐彬彬 刘庭申 +3 位作者 巫朝君 孙福振 王学 陈袁 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2024年第6期83-92,共10页
在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程,给出了连续扫描试验数据处理方法,并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试... 在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程,给出了连续扫描试验数据处理方法,并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试验。两种方法试验结果一致性较好,所获得的进气道出口截面气动特性参数差值远小于国军标精度要求。试验结果验证了进气道连续扫描试验方法的有效性和可行性。与进气道常规试验方法相比,连续扫描试验方法能够大幅度提高试验效率,同时还能够获得更多的有效试验数据。 展开更多
关键词 进气道试验 风洞试验 连续扫描 试验方法 FL–13风洞
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低速风洞动压场校核中设备干扰及修正方法
3
作者 刘江涛 龚小权 +2 位作者 周乃春 李明 张耀冰 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第5期1651-1661,共11页
风洞动压场作为风洞流场品质指标之一,直接影响试验结果的精准度,需定期开展动压场校核。动压场校核设备包括五孔探针、排管架及排管架导轨(纵梁和横梁),在分析动压场时需要扣除校核设备影响。基于国家数值风洞工程通用计算流体动力学(C... 风洞动压场作为风洞流场品质指标之一,直接影响试验结果的精准度,需定期开展动压场校核。动压场校核设备包括五孔探针、排管架及排管架导轨(纵梁和横梁),在分析动压场时需要扣除校核设备影响。基于国家数值风洞工程通用计算流体动力学(CFD)软件NNWFlowStar,建立了一类用于模拟包含附面层流动的低速压力出口边界条件,采用低速平板湍流边界层验证了该边界条件的残差收敛性及计算精度。基于非结构混合网格及NNW-FlowStar开展了FL-12低速风洞试验段无任何设备、试验段只有排管架导轨、试验段包括排管架和排管架导轨的数值模拟。通过空间动压云图定性展示了各设备的影响量和影响区域,基于空间动压分布曲线定量给出了校核设备对试验段动压的影响量。进一步数值模拟了试验段顶部有无排管架导轨状态,给出了排管架导轨对试验段动压的影响量,排管架导轨对相邻4根探针都有较大影响。通过分解校核设备的动压影响量及对比计算和试验的动压修正曲线,表明排管架导轨对中心探针的动压影响量约为排管架对应量的6倍,验证了试验动压修正方案中忽略排管架影响量的合理性。最后给出了提高动压校核精度的优化建议。 展开更多
关键词 风洞 动压场 影响量 出口边界 修正方法 数值模拟
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低温表面冷凝结霜特性预测模型研究进展
4
作者 宋孟杰 孔德翰 +5 位作者 余思锐 赵玉刚 陈宁立 王海东 张龙 张旋 《哈尔滨工业大学学报》 北大核心 2025年第5期38-58,共21页
结霜是日常生活与工业生产中常见的低温物理现象,且往往产生负面影响。结霜模拟技术不仅有助于深入理解结霜过程,还可为防/除霜技术的发展提供理论指导,降低或避免能源、航天、交通、电力、冷藏等领域因霜导致的潜在危害。为充分理解结... 结霜是日常生活与工业生产中常见的低温物理现象,且往往产生负面影响。结霜模拟技术不仅有助于深入理解结霜过程,还可为防/除霜技术的发展提供理论指导,降低或避免能源、航天、交通、电力、冷藏等领域因霜导致的潜在危害。为充分理解结霜这一非均匀、变密度、移动边界、连续相变的复杂传热传质与流动耦合过程,分别基于低温表面冷凝结霜过程中液滴冷凝、凝固凸起、虚霜生长、霜层成熟四阶段及霜冻气候的既有模型研究成果进行梳理分析。结果表明:液滴冷凝阶段,既有模型对液滴粒径、成核速率等指标的模拟精度可达80%以上;凝固凸起阶段,冻结锋面高度、冻结时长等参数的模拟精度可达85.3%;虚霜生长与霜层成熟阶段,霜层厚度、霜层密度等指标的模拟精度可达82%以上;霜冻气候模拟与预测的准确率最高则可达88.4%。既有结霜模拟技术依原理差异可分为基于物理学和数学的数理模型、基于计算流体力学和数值方法的数值模拟和基于统计学和机器学习的数据分析模型3种,其中,数据分析模型类结霜模型多用于霜层生长阶段,因该阶段在结霜全周期中占时长、预测参数多且精度高而具最大发展潜力。低温表面冷凝结霜全过程中,液滴成核过程模拟因尺度小、变化快、影响因素多且处于枝晶生长前期而难度大,霜层生长中后期的枝晶周期性倒融再生过程因霜层内部微孔隙结构变化剧烈、精密测量时因物理遮挡无法观察而亦属当下挑战。本文结论为复杂场景下结/除/防/控霜等涉霜涉冰基础研究及技术开发等提供了参考与借鉴。 展开更多
关键词 冷凝结霜 数理模型 数值模拟 液滴凝固 枝晶生长 倒融再生
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高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势 被引量：113
5
作者 陈坚强 涂国华 +3 位作者 张毅锋 徐国亮 袁先旭 陈诚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期311-337,共27页
高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超... 高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。 展开更多
关键词 高超声速 边界层转捩 飞行试验 转捩预测 转捩控制
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80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究(英文) 被引量：4
6
作者 孙海生 姜裕标 +1 位作者 刘志涛 史喆羽 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期6-12,共7页
在气动中心低速所Φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0.49～1.3(×106),迎角为0°～60°。... 在气动中心低速所Φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0.49～1.3(×106),迎角为0°～60°。研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°～37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完全消失,前缘涡完全破裂。 展开更多
关键词 双三角翼 大迎角空气动力学 流动机理 风洞实验 涡破裂
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低速风洞固定地板附面层控制实验研究 被引量：3
7
作者 汤伟 陈立 +1 位作者 王辉 张平涛 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第2期93-97,103,共6页
在飞机起降和车辆的风洞试验中,通常采用固定地板来模拟地面,但固定地板附面层的存在对试验数据产生了不可忽略的影响。因此,需要采取一定措施控制地板表面上的附面层影响。采用附面层吸除方法对于中国空气动力研究与发展中心8m×6... 在飞机起降和车辆的风洞试验中,通常采用固定地板来模拟地面,但固定地板附面层的存在对试验数据产生了不可忽略的影响。因此,需要采取一定措施控制地板表面上的附面层影响。采用附面层吸除方法对于中国空气动力研究与发展中心8m×6m低速风洞的大面积地板来说效果较好、可行性高。研制了含有可单独控制的48个吸气单元共192个吸气孔的地板,集成了以水环真空泵组为基础的真空吸气和控制系统。在70m/s的风速下,通过试验获得了10种地板分布式吸气控制方案对地板附面层厚度的影响规律,得到了将附面层厚度控制在30mm的最佳吸气控制方案。在最佳控制方案下,测量得到风洞流场气流偏角为-0.14°,验证了附面层厚度不受地板在风洞中安装高度的影响。最后,采用C919飞机模型完成了吸气地板和不吸气地板的对比试验,得出在迎角8°以上,吸气地板使C919飞机试验获得的升力系数减小,阻力系数增加,俯仰力矩增加。 展开更多
关键词 固定地板 吸气地坂 附面层 8m×6m风洞 试验技术
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低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展 被引量：2
8
作者 章荣平 王勋年 晋荣超 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期756-761,共6页
引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心... 引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。 展开更多
关键词 引射短舱 动力模拟 动力影响 数值模拟 空气桥 流量测量控制 数字阀
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入口形式对进气道低速特性的影响试验研究 被引量：2
9
作者 巫朝君 杨万富 +1 位作者 李征初 王勋年 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2003年第2期32-36,共5页
通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利... 通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机。 展开更多
关键词 入口形式 进气道 低速特性 影响 试验研究 飞机 机动性能 畸变指数 总压恢复系数
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阵列型空气轴承多节流器空间耦合特性研究
10
作者 冯月晖 陈改革 +2 位作者 杨涛 陈立 韩宾 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2012年第9期1543-1548,共6页
对于空气轴承中气膜的复杂湍流运动,无法直接用解析法求解其雷诺方程。基于Fluent的3D标准κ-ε粘性湍流两方程模型,用数值方法分析了静压平面空气轴承节流器4×4阵列,得到了多节流器耦合后的阵列气膜承载力、质量流量等关键参数。... 对于空气轴承中气膜的复杂湍流运动,无法直接用解析法求解其雷诺方程。基于Fluent的3D标准κ-ε粘性湍流两方程模型,用数值方法分析了静压平面空气轴承节流器4×4阵列,得到了多节流器耦合后的阵列气膜承载力、质量流量等关键参数。仿真结果揭示了节流器单元的气膜压强分布规律:与节流器单元耦合的单元个数越多,气膜压强耦合越强,且压强数值越大;从气膜压强和速度的累积分布可得到多节流器之间的耦合关系。通过实物模型的测试验证了仿真结果的有效性。结果可用于空气轴承优化设计和阵列气膜压强分布的解析模型辨识。 展开更多
关键词 阵列型空气轴承 计算流体力学 标准κ-ε模型 压强分布
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横摆振荡翼型动态气动掠效应试验研究
11
作者 李国强 陈立 黄霞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第5期977-989,共13页
大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出更高要求,研究翼型横摆振荡动态气动特性具有重要意义.借助"电子凸轮"技术和动态数据同步采集手段,针对翼型动态"掠效应"首次开展了横摆振荡风洞试验研究,研... 大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出更高要求,研究翼型横摆振荡动态气动特性具有重要意义.借助"电子凸轮"技术和动态数据同步采集手段,针对翼型动态"掠效应"首次开展了横摆振荡风洞试验研究,研究表明:横摆振荡翼型的气动曲线存在明显迟滞效应,吸力面压力周期性波动是主要诱因,且随着振荡频率、初始迎角和振幅的增大,气动迟滞特性均增强;升力和压差阻力随横摆角变化的迟滞回线呈"W"形,俯仰力矩迟滞回线呈"M"形,升力差量迟滞回线呈"∞"形;负行程下翼型气动力相对于正行程下的更高,且负行程下翼型气动力随振荡频率的增大而略有增大,正行程下则明显减小;升力系数功率谱密度分布在振荡频率倍频处的能量集中的幅值随着振荡频率增大有增大趋势;吸力面1.2%和40%弦长处压力的滞回特性较强,是由于翼面剪切层涡和动态分离涡周期性发展、运动、破裂和重建;振幅为10?时,升力迟滞曲线呈"∧"形,振幅为30?时,升力迟滞曲线呈"∧∧∧"形. 展开更多
关键词 翼型 横摆振荡 掠效应 动态试验
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低速风洞模型振动主动控制仿真研究 被引量：10
12
作者 王学 陈陆军 +1 位作者 黄勇 孔鹏 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2014年第5期14-19,共6页
风洞试验模型的振动对数据精准度具有较大影响,特别是在大迎角试验状态下模型的振动甚至危害到了试验的安全性。为了提高试验数据的精准度,保障试验安全性,有必要采取措施控制风洞试验中的模型振动。针对中国空气动力研究与发展中心4 m&... 风洞试验模型的振动对数据精准度具有较大影响,特别是在大迎角试验状态下模型的振动甚至危害到了试验的安全性。为了提高试验数据的精准度,保障试验安全性,有必要采取措施控制风洞试验中的模型振动。针对中国空气动力研究与发展中心4 m×3 m低速风洞尾撑装置的特点,制定了两种振动主动控制方案,并对控制方案进行了有限元仿真验证。采用ANSYS软件对4 m×3 m风洞尾撑装置进行了有限元建模,在此基础上进行了模态分析,获得了尾撑装置的固有频率及振型等动力学特征。进而采用APDL编程语言,基于平滑预测策略对主动控制过程进行了动力学对比分析。仿真分析表明,所提出的4 m×3 m风洞尾撑装置主动控制方案具有良好的抑振效果。 展开更多
关键词 风洞 尾撑装置 振动 主动控制 有限元
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机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
13
作者 张泽宇 李栋 +2 位作者 周金鑫 梁勇 耿子海 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期29-36,共8页
飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾... 飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾涡在拖出过程中围绕翼尖涡旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。对比模拟结果发现:平尾涡绕翼尖涡的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下涡对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定相似性。 展开更多
关键词 翼尖涡 旋转角速度 平尾涡 数值模拟 低速水洞
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旋翼翼型动态失速非定常介质阻挡放电流动控制研究 被引量：1
14
作者 李国强 常智强 +3 位作者 张鑫 马志明 王畅 易仕和 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第5期64-71,共8页
针对动态失速导致旋翼翼型气动性能恶化的问题,借助介质阻挡放电非对称构型激励器,通过脉动压力传感器测量,开展了旋翼翼型动态失速非定常等离子体流动控制研究。重点对非定常等离子体控制机理和非定常激励参数影响进行了探究,试验验证... 针对动态失速导致旋翼翼型气动性能恶化的问题,借助介质阻挡放电非对称构型激励器,通过脉动压力传感器测量,开展了旋翼翼型动态失速非定常等离子体流动控制研究。重点对非定常等离子体控制机理和非定常激励参数影响进行了探究,试验验证了非定常等离子体激励的良好控制能力。研究表明:非定常流动控制可以减弱翼型的升力骤降,20%的占空比就足以取得明显的控制效果;激励频率F^(+)=1~2时的非定常控制效果最好,升力迟滞环面积减小16%,升力系数平均值提高6%。机理分析发现等离子体激励主要作用于动态失速涡脱落后,非定常激励明显削弱了动态失速涡脱落对翼型气动力的不利影响,同时非定常激励可以产生更多的涡以促进前缘逆压梯度的恢复和流动的重附着。 展开更多
关键词 旋翼翼型 动态失速 非定常控制 介质阻挡放电 试验研究
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大型低速风洞尾撑机构研制
15
作者 张德久 徐剑英 +2 位作者 谢明伟 蔡清青 李进学 《兵工自动化》 北大核心 2024年第2期35-39,共5页
尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规... 尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规测力、测压、地效试验等任务,满足迎角连续变化范围-10°~75°;支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。标模试验验证结果表明:该机构刚性强,模型支撑牢固,运行灵活,模型姿态变化定位精确,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要。 展开更多
关键词 尾撑机构 低速风洞 试验设备
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基于分体蜗杆技术的低速风洞迎角机构研制
16
作者 刘江涛 孙福振 +1 位作者 孔鹏 陈诚 《兵工自动化》 北大核心 2024年第9期46-48,共3页
为提高风洞迎角机构的精准度,采用一种基于分体蜗杆技术的蜗轮蜗杆副对4 m×3 m低速风洞迎角机构进行改造。分析分体蜗杆技术的原理及实现,并对改造后的迎角机构进行静态和动态测试。结果表明:采用分体蜗杆技术的迎角机构能提高迎... 为提高风洞迎角机构的精准度,采用一种基于分体蜗杆技术的蜗轮蜗杆副对4 m×3 m低速风洞迎角机构进行改造。分析分体蜗杆技术的原理及实现,并对改造后的迎角机构进行静态和动态测试。结果表明:采用分体蜗杆技术的迎角机构能提高迎角的定位精度和试验数据质量,为该风洞后续试验的开展奠定良好基础。 展开更多
关键词 分体蜗杆技术 迎角机构 风洞试验
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低速风洞应变天平通道极性判断方法
17
作者 成垒 陈丹 +1 位作者 廖威 贾凤欣 《兵工自动化》 北大核心 2024年第3期38-41,共4页
为提高低速风洞应变天平工作效率,提出一种直接单分量加载判断天平通道极性的方法。通过对单分量加载结果进行估计,筛选不同通道极性组合时的天平计算结果。实验结果表明:该方法能快速、有效地判断天平通道极性,并且不依靠经验,支持自... 为提高低速风洞应变天平工作效率,提出一种直接单分量加载判断天平通道极性的方法。通过对单分量加载结果进行估计,筛选不同通道极性组合时的天平计算结果。实验结果表明:该方法能快速、有效地判断天平通道极性,并且不依靠经验,支持自动化程序化运行;对加载精度要求较低,容易满足实用要求。 展开更多
关键词 风洞 应变天平 天平通道极性判断 估计
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风力机叶片翼型动态试验技术研究 被引量：11
18
作者 李国强 张卫国 +3 位作者 陈立 聂博文 张鹏 岳廷瑞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第4期751-765,共15页
风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行,以前对许多动态问题不清楚的阶段,工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计,通常忽略横摆振荡的影响;大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出了更高要求... 风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行,以前对许多动态问题不清楚的阶段,工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计,通常忽略横摆振荡的影响;大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出了更高要求,研究横摆振荡对翼型动态气动特性的影响规律具有重要意义.本文首次开展翼型横摆振荡动态风洞试验研究,采用"电子凸轮"技术代替机械凸轮实现了振荡频率和振荡角度的无级变化,基于设计的电子外触发装置实现了对动态流场的实时测量,实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的同步采集,分别开展了翼型静态测压、俯仰/横摆动态测压、粒子图像测速和荧光丝线等试验研究,试验结果准度较高、规律合理;分析了动态试验洞壁干扰影响机制.研究表明,横摆振荡翼型的气动曲线也存在明显迟滞效应;随着振荡频率升高,翼型俯仰和横摆振荡下的气动迟滞性均增强;翼型俯仰振荡正行程的动态失速涡破裂有所延迟;洞壁与模型端部交界处的强三维效应对翼型压力分布影响较大;建立的横摆振荡试验技术可为风力机动态掠效应的研究提供技术支撑. 展开更多
关键词 风力机 翼型 横摆振荡 测压 风洞试验
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一种低速风洞虚拟飞行试验装置的建模与仿真 被引量：13
19
作者 郭林亮 祝明红 +2 位作者 傅澔 孔鹏 钟诚文 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期708-717,726,共11页
为实现大角度范围、多自由度的机动动作模拟,研发一种低速风洞三自由度动态试验支撑机构,可模拟绕速度矢滚转机动动作以及失速偏离、尾旋等危险飞行状态。该机构通过两自由度转台和旋转曲杆的组合运动模拟飞机模型的三轴姿态变化。基于... 为实现大角度范围、多自由度的机动动作模拟,研发一种低速风洞三自由度动态试验支撑机构,可模拟绕速度矢滚转机动动作以及失速偏离、尾旋等危险飞行状态。该机构通过两自由度转台和旋转曲杆的组合运动模拟飞机模型的三轴姿态变化。基于多体动力学理论,采用拉格朗日乘子法推导出该机构曲杆-飞机模型的动力学数学模型;模型中考虑了机构与试验模型的约束关系、机构摩擦力矩的影响。仿真结果表明:采用该支撑机构,飞机模型可在水平风洞中实现绕速度矢量滚转等典型机动动作;曲杆和试验模型的滚转运动基本同步;曲杆主要影响速率响应的动态过程,摩擦力矩对速率的动态过程和稳态值有一定影响。以上数学建模和仿真验证可为风洞试验提供理论依据。 展开更多
关键词 风洞虚拟飞行 动力学相似 三自由度动态试验 多体动力学 飞行仿真
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山地超高层建筑风致响应研究 被引量：10
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作者 李正良 魏奇科 +1 位作者 黄汉杰 孙毅 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期43-48,共6页
风在山地地形的干扰下,其幅值和空间分布规律相对平地均会发生较大改变,尤其是山顶处风速有明显增大。如果不考虑山地的影响,仍然用平地边界层风场进行高层建筑维护结构和整体结构计算将偏于不安全。以前对山地风场的研究多限于平均风... 风在山地地形的干扰下,其幅值和空间分布规律相对平地均会发生较大改变,尤其是山顶处风速有明显增大。如果不考虑山地的影响,仍然用平地边界层风场进行高层建筑维护结构和整体结构计算将偏于不安全。以前对山地风场的研究多限于平均风的变化,而对于脉动风的湍流特征和频域特性较少提及,且缺少山地与平地风场中超高层建筑风致响应计算的对比。本文建立了钟形、高斯形、余弦型几种轴对称三维山体模型,通过数值计算得到了不同山体坡度下山顶平均风加速比。计算结果显示,山顶平均风有较大的增大效应,最大加速比可达1.7,且反函数拟合结果与模拟结果更加吻合。通过与风洞试验结果的对比可见,平均风的数值模拟有较高准确性,湍流与试验相比还有一定差别。通过某超高层建筑的风振响应分析表明,山地风的增大效应对超高层建筑整体响应计算不可忽略,位移响应增大比例最大可达20%。 展开更多
关键词 山地风场 CFD 风洞试验 超高层建筑 风致响应
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