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小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究 被引量：2
1
作者 李永红 刘会龙 +2 位作者 黄勇 钟世东 苏继川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期107-112,130,共7页
为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比... 为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。 展开更多
关键词 飞翼布局标模 高速测力试验 重复性试验 精度 相关性
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风洞模型静弹性变形对气动力影响研究 被引量：5
2
作者 孙岩 张征宇 +2 位作者 邓小刚 杨党国 周桂宇 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第3期294-300,共7页
介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法。利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格。CFD计算变形前后网... 介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法。利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格。CFD计算变形前后网格外形下的气动力,研究模型变形对模型气动特性的影响。对一大展弦比连接机翼的测量与计算结果进行了分析,分析结果表明:模型变形对升力系数影响最大发生在升力线性变化的最大迎角附近,模型变形对阻力系数影响最大发生在失速迎角附近,模型静弹性变形对气动力的最大影响量远远超出风洞测力实验的精度指标,因此开展风洞模型静弹性变形影响研究与修正是十分必要的。 展开更多
关键词 风洞模型 静弹性变形 气动力 模型变形测量 CFD
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波浪条件下地效翼型气动力的环量控制研究 被引量：4
3
作者 刘浩 孙建红 +3 位作者 孙智 陶洋 王德臣 刘光远 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期1101-1110,共10页
波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控... 波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控制翼型气动力影响规律.计算结果表明:波浪海面地效下,翼型升力系数随波浪周期性变化,波浪的波高较高、波长较短,翼型攻角较大时升力系数波动的幅度较大;通过与波浪相对运动相同周期的吹气环量控制方法,可以有效地控制波浪海况下翼型升力系数的波动,增强地效飞行器的稳定性与安全性. 展开更多
关键词 地面效应 波浪海面 气动特性 环量控制 吹气动量系数
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面向民机标模的宽域高雷诺数小样本气动建模方法研究
4
作者 宁晨伽 吴继飞 +1 位作者 李国帅 张伟伟 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期60-76,I0001,34,共19页
目前飞行雷诺数下复杂工况地面试验需要的运行成本极高,高雷诺数流态下的试验数据少而稀,变雷诺数气动力精确模化存在严重的数据不均衡和小样本问题,因此,气动仿真精度亟待提升。为解决变雷诺数气动力获取成本与模型精度之间的矛盾,聚... 目前飞行雷诺数下复杂工况地面试验需要的运行成本极高,高雷诺数流态下的试验数据少而稀,变雷诺数气动力精确模化存在严重的数据不均衡和小样本问题,因此,气动仿真精度亟待提升。为解决变雷诺数气动力获取成本与模型精度之间的矛盾,聚焦后续飞行器设计的降本增效,以CHN-T1运输机标模为研究对象,通过数据融合和信息迁移两大策略,降低了预测模型对高雷诺数样本的依赖,实现了宽域高雷诺数小样本气动特性的快速预测。本研究利用覆盖亚跨声速、百万至千万量级变雷诺数下的18条气动力曲线构建了宽域变雷诺数气动数据集,设计了涵盖不同速域、雷诺数和马赫数外插等多种复杂度的算例进行分析验证,将仅利用单一来源试验数据构建的模型精度作为基准,对比了不同方法的特点。结果表明,利用10条左右的高精度气动力曲线作为建模数据时,采用基于神经网络的数据融合方法得到的气动预测模型均方根误差可降低50%以上,信息迁移方法得到的气动力预测模均方根误差也可降低至少40%。 展开更多
关键词 变雷诺数气动建模 数据融合 信息迁移 CHN-T1 小样本学习
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先进飞行器雷诺数效应若干研究进展及展望
5
作者 吴继飞 孔文杰 +1 位作者 李国帅 田书玲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期35-59,I0001,34,共27页
雷诺数效应对先进飞行器气动特性预测至关重要,其影响着飞行器飞行性能、研制成本和安全。本文深入探讨了3个核心问题:首先,介绍了不同研究手段在探索雷诺数效应上的优势和局限,特别强调大型低温风洞是获取真实飞行雷诺数气动特性数据... 雷诺数效应对先进飞行器气动特性预测至关重要,其影响着飞行器飞行性能、研制成本和安全。本文深入探讨了3个核心问题:首先,介绍了不同研究手段在探索雷诺数效应上的优势和局限,特别强调大型低温风洞是获取真实飞行雷诺数气动特性数据的有效途径;其次,详细分析了大飞机等先进飞行器在高雷诺数下呈现的复杂流动现象及其对气动特性的影响,如多段翼型的缝道流动、超临界翼型的激波/边界层干扰、飞行器的过失速机动特性以及飞翼布局飞行器的进气道性能等,并揭示了高雷诺数效应的非线性和复杂性;最后,探讨了修正雷诺数效应的方法,强调了融合风洞试验、数值计算和飞行试验数据的重要性,通过分析现有修正模型的适用范围和局限性,提出了发展更完善的修正模型和算法的建议。文章还对雷诺数效应的未来研究方向进行了研判和展望。 展开更多
关键词 先进飞行器 雷诺数效应 研究手段 修正方法 发展趋势
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基于PIV技术的高速空腔流动演化特性研究 被引量：1
6
作者 吴继飞 周方奇 +2 位作者 徐来武 杨可 梁锦敏 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2023年第6期34-41,共8页
空腔结构在高速来流条件下会产生复杂流动和高强度噪声,严重影响飞行器的气动特性和结构安全。采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术和动态压力测量相结合的方法,对长深比为3~10的空腔在来流马赫数0.4~0.8状态下的流... 空腔结构在高速来流条件下会产生复杂流动和高强度噪声,严重影响飞行器的气动特性和结构安全。采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术和动态压力测量相结合的方法,对长深比为3~10的空腔在来流马赫数0.4~0.8状态下的流动噪声特性开展试验研究,着重分析了空腔长深比和来流马赫数对腔内流场结构的影响,揭示了空腔噪声强度与腔内流动的关联性。结果表明:随着长深比增大,腔内剪切层厚度迅速增长并向腔内扩张,与空腔的撞击位置由后壁下移至底面,腔内流体由开式流动向闭式流动转变;来流马赫数的增大会抑制剪切层向腔内发展,诱导主回流旋涡后移,使得流体趋于开式流动;腔内后壁总声压级的幅值与流体撞击后壁时的流向速度正相关。 展开更多
关键词 空腔 PIV测量 流场结构 流向速度 噪声 高速
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跨声速空腔剪切层动态特征传播特性研究
7
作者 周方奇 王显圣 +3 位作者 杨党国 吴继飞 杨可 董宾 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期103-108,共6页
开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特... 开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特征发展机制和模态噪声传播规律。结果表明:剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加,使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展;模态噪声逆流向上行传播,其速度同样呈类余弦分布,变化趋势与模态噪声幅值保持一致。结合Rossiter模态预估理论发现:同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用,产生了类驻波现象,导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。 展开更多
关键词 空腔 跨声速 剪切层 噪声 传播 动态特征
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飞行器旋转翼折展过程动稳定性研究进展
8
作者 甘文彪 左振杰 +3 位作者 向锦武 赵忠良 蔡军 马上 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期1053-1064,共12页
旋转翼是一种可绕固定轴旋转变体的机翼,广泛应用于新型无人机、巡飞弹、航空炸弹等飞行器,其折展过程中的动稳定特性是决定旋转翼飞行器设计成败的关键基础问题。基于此,梳理了近年来飞行器旋转翼折展过程动稳定机理的研究进展。介绍... 旋转翼是一种可绕固定轴旋转变体的机翼,广泛应用于新型无人机、巡飞弹、航空炸弹等飞行器,其折展过程中的动稳定特性是决定旋转翼飞行器设计成败的关键基础问题。基于此,梳理了近年来飞行器旋转翼折展过程动稳定机理的研究进展。介绍了旋转翼发展历程及其面临的折展动稳定关键问题;从非定常气动数值模拟、非定常动态特性数值模拟、CFD/RBD一体化耦合数值模拟3个层次阐述了折展过程动稳定数值模拟进展;介绍了旋转翼折展扰动下的非线性动力学建模及动稳定性分析的现状;分析了旋转翼折展动稳定性机理的风洞试验验证情况;总结了旋转翼折展过程动稳定研究面临的科学问题,并提出了可行的研究方向。 展开更多
关键词 非定常流 旋转翼 气动运动耦合 动力学机理 动态分析
原文传递
S弯收扩喷管过膨胀状态下流动分离特性研究
9
作者 王明新 周莉 +2 位作者 史经纬 张诣 王占学 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期71-82,共12页
为了研究S弯收扩喷管过膨胀状态下的流动分离特性,数值模拟了不同落压比(NPR)下S弯收扩喷管内的流动特征。结果表明:在落压比为2.0时,喷管内发生非对称分离,出现非对称的双“λ”激波结构,喷流整体向上偏转,上侧出现限制性流动分离RSS,... 为了研究S弯收扩喷管过膨胀状态下的流动分离特性,数值模拟了不同落压比(NPR)下S弯收扩喷管内的流动特征。结果表明:在落压比为2.0时,喷管内发生非对称分离,出现非对称的双“λ”激波结构,喷流整体向上偏转,上侧出现限制性流动分离RSS,下侧出现自由性流动分离FSS,并产生三维分离涡,喷流出现明显的三维效应。随着落压比从高度过膨胀状态下开始增加,喷管下侧保持FSS不变,喷管上侧RSS逐渐向后移动,直至与外界大气相连,转变为FSS,之后随着落压比增加,上下侧分离结构逐渐对称。推力矢量角随着落压比的增加先增加,后在极小的落压比变化范围内快速降低,直至变为0°,之后保持0°不变。 展开更多
关键词 S弯收扩喷管 过膨胀状态 流动分离 落压比 推力矢量角
原文传递
双S弯进气道锤激波动态特性研究
10
作者 袁培博 李方吉 +2 位作者 郭龙凯 达兴亚 朱耀武 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第8期3451-3458,共8页
发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对... 发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明:锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。 展开更多
关键词 锤激波 双S弯进气道 喘振 数值计算
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低温高雷诺数下摩擦阻力测量及多孔介质减阻研究
11
作者 孔文杰 董昊 +1 位作者 赵一迪 吴继飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期84-92,I0002,共10页
为研究低温高雷诺数条件下多孔介质湍流减阻规律及雷诺数效应,在0.3 m低温连续式风洞开展了壁面摩擦阻力测量及多孔介质减阻试验。分别在光滑平板和多孔介质区域下游布置低温脉动压力传感器和油流,对脉动压力功率谱及下游全局摩擦阻力... 为研究低温高雷诺数条件下多孔介质湍流减阻规律及雷诺数效应,在0.3 m低温连续式风洞开展了壁面摩擦阻力测量及多孔介质减阻试验。分别在光滑平板和多孔介质区域下游布置低温脉动压力传感器和油流,对脉动压力功率谱及下游全局摩擦阻力进行测量。结果表明:摩擦阻力系数随雷诺数的增大而减小;多孔介质减阻率随雷诺数的增大(增大马赫数或降低来流总温),呈无固定规律下降趋势,且多孔介质的引入,使下游脉动压力的低频信号强度增加,高频信号强度减弱;在马赫数Ma=0.300、雷诺数Re=7.51×10^(6)、来流总温T_(0)=140 K这一典型工况下,多孔介质仍具有11.4%的减阻率,初步验证了在低温高雷诺数条件下使用多孔介质减阻控制策略的可行性。 展开更多
关键词 壁湍流减阻 摩擦阻力 高雷诺数 低温油流 多孔介质
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自由节点差分法寻点策略研究及验证
12
作者 卢俊宇 徐春光 +2 位作者 陈洁 刘君 王元靖 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期65-74,I0002,共11页
混合网格具有良好的贴体性,适用于Navier-Stokes方程的计算,但在网格交界面处需要通过插值进行流场信息交换,而这一过程会引入误差。陈洁等提出了一种适用于无序网格点的自由节点差分计算方法,该方法可对重叠网格交界面流场进行差分计算... 混合网格具有良好的贴体性,适用于Navier-Stokes方程的计算,但在网格交界面处需要通过插值进行流场信息交换,而这一过程会引入误差。陈洁等提出了一种适用于无序网格点的自由节点差分计算方法,该方法可对重叠网格交界面流场进行差分计算,无须采用插值方法进行流场信息传递,解决了插值方法引入误差的问题。但该自由节点差分法的计算模板需要从中心点周围的点云中选择网格点构成,不同选点策略对计算结果的影响不同。针对自由节点差分法的选点需求,本文综合考虑角度、正交性、距离等因素,提出了几种不同选点策略,并利用数值实验进行了验证。结果表明,本文提出的选点策略符合自由节点差分法的构造思想,均能获得稳定的收敛解,其中模板点与中心点距离对计算精度影响最大,是选点策略的首要影响因素。 展开更多
关键词 混合网格 自由节点差分法 DEER算法 点云 选点准则
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窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究 被引量：3
13
作者 达兴亚 周为群 +1 位作者 赵忠良 陶洋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第2期154-158,共5页
利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法... 利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。 展开更多
关键词 窄条翼导弹 摇滚 极限环 动稳定性 转动惯量
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软式空中加油系统鞭甩现象多体动力学分析 被引量：1
14
作者 赵振军 谭兴宇 +2 位作者 史晓军 张昌荣 郭鹏 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2024年第4期696-707,共12页
软管-锥套式空中加油系统的柔性结构经常发生不同程度的软管鞭甩现象,极大影响空中加油任务的安全性。基于柔性多体动力学,建立了空中加油系统动力学模型,其中,利用基于任意拉格朗日-欧拉描述方式和绝对结点坐标法的索/梁模型描述管线... 软管-锥套式空中加油系统的柔性结构经常发生不同程度的软管鞭甩现象,极大影响空中加油任务的安全性。基于柔性多体动力学,建立了空中加油系统动力学模型,其中,利用基于任意拉格朗日-欧拉描述方式和绝对结点坐标法的索/梁模型描述管线的大变形、大范围运动以及软管收放,并对空中加油系统受到的气动力进行建模,建立的模型能够反映加油机和受油机运动、软管和锥套的变形与气动力的耦合影响。基于建立的空中加油系统动力学模型,复现飞行状态下的软管鞭甩现象,获得了鞭甩现象的形成机理。研究表明,对接冲击下,软管平衡状态改变所形成的剪切波向后传播与反射是鞭甩现象产生的主要原因。通过多工况计算结果,分析了软管刚度、对接速度、Ma数各因素对鞭甩现象引起的软管剪切力、纵波与剪切波传播速度的影响规律,并分别分析了软管收放控制和加缓冲的受油插头两种措施对鞭甩现象振动抑制的有效性。 展开更多
关键词 多体动力学 空中加油 鞭甩现象 软管-锥套组合体
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连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究 被引量：1
15
作者 张文 周恩民 +2 位作者 刘恺 程松 刘烽 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1330-1336,共7页
为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对... 为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对关键性能进行了测试研究。研究结果表明:换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求;得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据,测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 k Pa总压下的流量和压力比,风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。 展开更多
关键词 飞行器试验技术 连续式跨声速风洞 运行安全 换热 喘振
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亚跨声速风洞短轴探管速度场校测可行性研究与验证
16
作者 邓海均 熊波 +2 位作者 罗新福 刘常青 郑杰匀 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期707-715,共9页
根据GJB1179A-2012《低速和高速风洞流场品质要求》规定,速度场校测是风洞流场校测的关键项目,是评价风洞是否具备开展型号试验能力的重要依据。轴探管是用于亚跨声速风洞速度场校测的通用校测仪器。为了降低轴探管对流场的扰动,并在试... 根据GJB1179A-2012《低速和高速风洞流场品质要求》规定,速度场校测是风洞流场校测的关键项目,是评价风洞是否具备开展型号试验能力的重要依据。轴探管是用于亚跨声速风洞速度场校测的通用校测仪器。为了降低轴探管对流场的扰动,并在试验段内产生无干扰的流场,一般要求堵塞度不超过0.5%,头锥位于风洞收缩段内。近年来,随着国内2 m量级以上的大型跨声速风洞立项建设,传统的轴探管设计方案在制造、安装以及校测等方面都存在一定的困难。针对该问题,通过对轴探管头部气动外形以及安装位置的优化,削弱了轴探管头锥激波强度和扰动范围,发挥试验段加速区的消波能力,在试验段内产生了与传统长轴探管一致的无干扰流场,大大缩短了轴探管的长度,为大型跨声速风洞速度场校测的轴探管设计提供了一种可行的技术方案。 展开更多
关键词 亚跨声速风洞 速度场 流场校测 轴探管
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混合式空中加油系统多体动力学仿真分析
17
作者 师琨琨 谭兴宇 +1 位作者 赵振军 史晓军 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第S01期308-317,共10页
提出了一种将软式加油与硬式加油结合并利用收放索控制的混合式空中加油概念。对硬伸缩管、软管及锥套建立了系统动力学模型,利用CFD仿真与数值拟合的方法分析锥套所受气动力,对混合式空中加油系统进行了动力学仿真。通过数值模拟和阻... 提出了一种将软式加油与硬式加油结合并利用收放索控制的混合式空中加油概念。对硬伸缩管、软管及锥套建立了系统动力学模型,利用CFD仿真与数值拟合的方法分析锥套所受气动力,对混合式空中加油系统进行了动力学仿真。通过数值模拟和阻尼辨识对比分析研究了软管、硬管参数变化对系统稳定性的影响;探究了抑制锥套摆动的控制律。结果表明:硬管的抗弯刚度、频率、弹性模量及软管的弹性模量变化时,系统阻尼均出现峰值,软管的密度变化与系统阻尼呈正相关;采用收放索的PID控制可以有效提高系统稳定性。 展开更多
关键词 多体动力学 空中加油 阻尼辨识 振动抑制 动力学仿真
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CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究 被引量：15
18
作者 李强 刘大伟 +1 位作者 许新 陈德华 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第2期337-344,共8页
大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声... 大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。 展开更多
关键词 大展弦比 标模 风洞试验 高速风洞 气动特性
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自然层流机翼气动外形优化研究 被引量：13
19
作者 马晓永 张彦军 +2 位作者 段卓毅 郭洪涛 李权 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第6期812-817,共6页
层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class fu... 层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class function/Shape function Transformation,CST)和非均匀有理B样条(Non-Uniform Rational B-Spline,NURBS)方法,对某自然层流机翼进行了多点优化设计,设计点为:C_L=0.45(M:0.735,0.755,0.765,0.775),C_L=0.50(M:0.755),约束条件为:升力、俯仰力矩和翼型20%、80%及最大厚度不得低于初值。优化结果表明:虽然CST方法在翼型描述上具有先天优势,NURBS方法更多用于三维曲面,而对于文中自然层流机翼算例,NURBS的优化效果更好;在C_L=0.45(M:0.755)状态下,优化后上翼面转捩位置明显后移,层流区域变广,总阻力减小了4.5%;采用的优化方法在进行五点优化时仍然具有较高的计算效率,具有较强的工程实用能力。 展开更多
关键词 自然层流机翼 气动外形优化 TRANAIR 参数化方法 数值模拟
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高速风洞连续变速压颤振试验技术研究 被引量：7
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作者 郭洪涛 闫昱 +2 位作者 余立 吕彬彬 杜宁 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第5期72-77,共6页
针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定Ma数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体... 针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定Ma数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体技术措施是:在2.4m×2.4m暂冲式跨声速风洞中设计了基于运动函数的定Ma数线性变总压控制策略,使Ma数控制精度达到了0.005以内且速压无超调,实现了流场控制目标;采用PickHold方法构建颤振边界的亚临界预测判据,并根据预测判据近似于正态分布的特点,基于数理统计的参数估计法来减小预测判据的散布度,从而提高颤振边界亚临界预测的准确性。风洞验证试验结果表明,该试验技术达到了工程实用化水平,不仅能够取得与阶梯变速压颤振试验技术一致的结果,还能极大地节省耗气量,经济效益显著。 展开更多
关键词 颤振 气动弹性 风洞试验 试验技术 流场控制
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