对降落伞的风洞试验研究过程中,由于降落伞下方有无法移动的大型支撑机构(α机构),可能对试验存在一定的干扰作用。在α机构不同摆动状态下进行降落伞风洞试验,得到α机构对降落伞试验的气动干扰量,对后续降落伞风洞试验结果的准确性有指导作用。

高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧...

以工程中常用的双边工字钢式叠合梁平行双幅桥为对象,基于系列弹簧悬挂节段模型风洞试验,研究了不同间距比下叠合梁平行双幅桥涡振(VIV)干扰效应,并将上下游桥面涡振振幅、涡振风速锁定区间与单幅桥面进行了对比。结果表明:双幅桥与单幅桥相比,气动干扰效应使得双幅桥的最大涡振振幅和风速锁定区间都明显增加;双幅桥的最不利间距比为2~4,此时桥面最大涡振振幅最大且风速锁定区间更长;上下游桥面的振动存在一个相位差,受到折减风速、上游桥面振幅和间距比的共同影响。

空中加受油是一个复杂的系统工程,影响因素与加油机、受油机都密切相关,由于大型加油机(软式)上单翼、大翼展、高垂尾和大型起落架整流包的特殊布局使得空中编队加受油对接过程中,加油机、软管锥套与受油机之间相互的气动干扰变得十分复杂。通过分析国内外大型加油机、先进受油机的主要特点,总结空中加受油对接过程中加油机、受油机之间会产生的气动干扰,研究空中加受油编队典型体系及空中加受油编队程序,提出可能对空中加受油安全对接控制产生影响的验证要素,并对这些影响要素展开分析。安全对接控制验证要素的分析可以为后续确定软式空中加受油安全对接流程提供理论指导,为空中加受油对接速度的选取提供依据。

为研究悬停状态下不同翼间距对微型四旋翼飞行器气动性能的影响,结合整机试验和数值模拟,分析了不同旋翼间距下微型四旋翼飞行器拉力和功耗的变化规律。在样机试验中,通过搭建试验平台对间距比l/d范围1.1~2.0的微型四旋翼飞行器进行了拉力和功耗的测量,确定了相同功耗条件下具有较大拉力的最佳旋翼间距范围。为更直观地得到旋翼间气动干扰对整机气动性能的影响,通过CFD方法对微型四旋翼飞行器流场进行了仿真,得到了不同间距下的压力、流线和涡量分布情况,进而对四旋翼飞行器在不同旋翼间距下表现出的不同气动特性进行对比。结果表明,与无干扰状态下的孤立单旋翼相比,四旋翼间存在的气动干扰在合理的旋翼间距下可以保持涡流完整,并有助于提升四旋翼系统的拉力。最后,通过试验和仿真对比发现,在旋翼间距为1.8d时,四旋翼飞行器具有较...

为了解决机载外挂武器分离数值仿真问题,应用FLUENT软件的用户自定义函数求解外挂武器的气动力,并输入给嵌入的弹道和稳定控制程序获得武器下一时刻的位置和姿态,再采用“弹簧模型+局部网格重构”动网格和求解器获得更新的气动力,依次循环仿真分离过程。该方法解决了多体动网格相对运动和流场剧烈变化仿真结果收敛性不好的问题。结果表明:该方法可以比较精确的仿真机载外挂武器分离过程,为外挂物安全分离设计提供参考。

早期铁路桥梁由于跨度小、刚度大,对风不敏感,致使铁路桥梁抗风标准相对比较滞后。但随着中国高速铁路的快速发展,桥梁及大跨度桥梁越来越多,列车速度越来越高,对风越来越敏感,亟需针对铁路桥梁特点建立自身的抗风设计标准。本文从铁路桥梁风速参数、气动干扰效应、风致振动振幅限值和桥上行车安全保障等方面进行探讨,对铁路桥梁相关抗风设计标准制定研究具有指导意义和参考价值。

为提高旋翼型微型、小型飞行器桨叶的升办性能，建立了一套基于悬停状态下的单旋翼、共轴双旋翼桨叶扭转设计方法。该方法通过理论推导和程序计算得到单旋翼的桨叶扭转几何安装角，考虑桨尖涡对桨叶几何安装角的影响，对桨尖的扭转几何安装角进行了修正，实现悬停状态下单旋翼桨叶扭转设计；考虑到桨尖涡以及上下旋翼间的气动干扰，对共轴双旋翼上、下旋翼进行了悬停状态下几何安装角的扭转设计，并对所设计的单旋翼、共轴双旋翼进行模拟仿真测试，仿真结果表明悬停状态下该方法设计的扭转单旋翼、共轴双旋翼与非扭转旋翼相比升力分别提升8．83％、35．87％；同时对水平风阻、翼展、转速对桨叶升力的影响进行了仿真模拟。

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关，机身升力和俯爷力相矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析，确定机射受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构，利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式，该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。

由于直升机自身的特点，旋翼／机身气动干扰呈现非线性，且受多种因素的影响，用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本，对网络参数进行学习，可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型，进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神