气动参数

摘要： 由于先进的民用运输类飞机结构重量占比越来越小,飞机表现出更高的柔性,采用传统刚体模型假设研究飞机的飞行控制将会产生较大的误差。考虑机翼的大变形运动,采用基于应变的非线性梁模型建立结构动力学与传统刚体飞行动力学耦合模型,利用等效方法获得与刚体模型等效的刚弹耦合飞机气动参数,通过仿真对比了传统刚体模型和刚弹耦合模型在飞机副翼上的响应和垂直阵风响应上的差异。结果表明:副翼偏转时刚弹耦合模型副翼舵效率比刚体模型低18.77%,在垂直阵风的作用下基于刚弹耦合模型预测的翼根弯矩比传统刚体模型低8.35%,机翼的弹性运动也会对刚体运动产生一定影响。

摘要： 作为电气化铁路牵引供电系统的重要组成部分,架空接触网常年裸露于空气中,易受大风及悬挂结构覆冰等随机环境荷载影响,进而直接影响弓网系统的受流质量,而气动参数和传热参数可反映架空接触网的机械振动特性和温度特性。因此,为探究不同雷诺数下接触网导线的气动参数和传热参数,基于计算流体力学理论建立接触网导线的流体-热耦合数值模型,为验证模型的模拟精度,将数值模拟结果与SST k-ω模型以及公开的实验数据进行比较。结果表明:与SST k-ω模型相比,低雷诺数选用层流模型、高雷诺数选用大涡模型的流体−热耦合数值模型的模拟精度更高,气动参数的最大相对误差仅为7.0%,传热参数的最大相对误差仅为5.8%;在亚临界区内,接触线的阻力系数高于承力索的阻力系数,斯特劳哈尔数则明显低于承力索的斯特劳哈尔数,且其升力系数为负值,明显不同于承力索的升力系数;接触线因沟槽的存在,其换热性能低于承力索的换热性能。

摘要： 气动参数对弹丸的弹道特性起决定性作用,在无控弹丸研制过程中,准确获取弹丸气动参数是减小落点散布、提高打击精度的基础与关键。为了进一步提高弹丸阻力系数的辨识精度,基于质点弹道方程,通过数值仿真产生弹道数据,利用极限学习方法在多种噪声环境下实现弹丸阻力系数弹道大数据辨识。该方法随机产生输入权重以及隐含层神经元阈值,随机生成的输入权重以及隐含层神经元阈值彼此独立,且不需要迭代更新,克服了传统辨识方法辨识时间长、辨识精度低的问题。基于最小二乘原理,通过求解隐含层输出矩阵的Moor-Penrose广义逆矩阵即可确定网络最优输出权值,进而精确辨识弹丸阻力系数。在不同测量噪声条件下,将极限学习方法辨识结果与传统BP神经网络方法以及极大似然方法辨识结果进行对比研究。仿真结果表明:利用极限学习方法辨识弹丸阻力系数的辨识精度更高,收敛速度更快,抗干扰能力更强,能够在高噪声环境下有效辨识弹丸阻力系数,可以满足工程实际需要。

摘要： 文中基于流体计算软件Fluent,采用Realizable k-ε湍流模型,对高雷诺数(Re=6.8×10^(5))下梯形柱的绕流特性进行数值模拟,通过对不同宽高比与不同偏角(迎风面与来流方向的夹角)的梯形柱进行流场分析与研究,获得不同结构特征参数下梯形柱的气动参数以及流场绕流特性。结果表明:当偏角不变时,随着宽高比的增加,阻力系数、升力系数均方根逐渐减小,斯托罗哈数先增加后减小;当宽高比不变时,随着偏角的增加,阻力系数、升力系数均方根、斯托罗哈数逐渐增加。与同宽高比下的矩形柱相比,在宽高比R=0.5时梯形柱的阻力系数大于矩形柱,在宽高比R=0.6~1.0时矩形柱的阻力系数大于梯形柱。

摘要： 为了实现飞行控制参数的在线更新以及飞行器故障的在线检测,提出了一种支持控制参数在线优化的气动参数实时辨识方法,通过对噪声方差的在线估计,判断参数是否发生突变,进而通过修改协方差矩阵,保证递推最小二乘法的收敛速度和辨识精度,实现在线高精度辨识。最后,基于某飞行器对该方法进行了仿真验证,并与传统辨识方法进行对比,说明了该方法对时变参数有较强的辨识能力,验证了该方法的有效性。

摘要： 针对常温常导高速磁浮列车头型的几何特点,将其分为流线型和设备舱2个部分,采用改进的VMF参数化方法和曲面离散方法,分别进行参数化设计;对提取的12个设计参数,结合计算流体力学方法、支持向量机模型和多目标粒子群算法,以整车气动阻力系数和尾车气动升力系数为优化目标,以头车气动升力系数为约束条件,进行高速磁浮列车头型多目标气动优化设计,并进行设计参数的灵敏度分析;对优化外形进行工程化改进和风洞试验验证.结果 表明:参数化设计方法能够利用较少的设计参数描述高速磁浮列车头型;减少计算量且提高优化效率的支持向量机模型的预测精度满足设计要求;头型长度是影响高速磁浮列车气动性能的关键设计参数,水平剖面型线对头尾车气动升力的影响较为显著;较原始外形,采用根据工程设计要求改进的优化外形后,整车气动阻力系数减小19.2％,头车和尾车气动升力系数分别减小24.8％和51.3％.

摘要： 为了研究中大口径火炮弹丸在外弹道飞行时弹道炸由引信旋松引起的可能性问题,应用FLUENT软件仿真与理论分析,得到了76 mm口径舰炮弹丸在外弹道上飞行时在空气动力作用下引信所受的各种力和力矩系数,由此进一步得到了引信旋松判据所需力矩.对比这些力矩表明,在不考虑微观振动效应的前提下,76 mm口径舰炮弹丸在外弹道飞行阶段不会使引信相对于弹体发生相对转动.

摘要： 应用FLUENT商业软件,对某型反坦克导弹在不同攻角和马赫数下的气动参数进行了计算,得出了导弹的升力系数、阻力系数、压心系数以及滚转力矩系数,将气动参数计算结果和风洞试验数据进行了对比。并根据该型导弹系列化应用场景,从翼片位置、弹头形状、弹长变化以及前置小翼4个方面对导弹气动参数进行了计算,分析了不同改型设计下导弹气动参数变化规律。结果表明,气动参数结果准确,能够为该型号导弹系列化气动外形设计提供参考。

摘要： 在利用QAR数据辨识飞机气动参数过程中,针对传统极大似然法对初值选取敏感的问题,提出了一种基于改进学生心理学(ISPBO)优化算法的气动参数辨识方法.该算法在SPBO算法基础上,采用Logistic映射初始化,增强初值分布的均匀性,设计双曲函数动态调整最佳学生的迭代步长,降低对初值选取范围要求,依据极大似然判据,将飞机模型输出状态量与QAR观测矢量的差值转化为目标函数,反复迭代使目标函数最小化求取最优气动参数.辨识结果表明,该方法解决了传统极大似然法对初值选取敏感问题.

摘要： 应用FLUENT商业软件,对某型反坦克导弹在不同攻角和马赫数下的气动参数进行了计算,得出了导弹的升力系数、阻力系数、压心系数以及滚转力矩系数,将气动参数计算结果和风洞试验数据进行了对比.并根据该型导弹系列化应用场景,从翼片位置、弹头形状、弹长变化以及前置小翼4个方面对导弹气动参数进行了计算,分析了不同改型设计下导弹气动参数变化规律.结果 表明,气动参数结果准确,能够为该型号导弹系列化气动外形设计提供参考.

摘要： 桥梁气动参数的获取主要有现场实测、风洞试验和数值模拟三种方法,相对于现场测试和风洞试验,数值模拟的成本低、效率高,具有很好的重复性.目前关于桁架梁桥气动参数的数值研究较为少见,主要集中主梁静力三分力系数识别方面,如戴伟、李永乐、沈自力等开展的CFD数值工作.对于桁架梁桥气动导纳的数值研究则未见报道,仅有Uejima和唐煜等研究者对一些简单断面(如平板、矩形、扁平六边形和流线型箱梁)气动导纳数值识别的尝试.本文在前人研究的基础上，以外轮廓和实面积比作为控制条件，对某公铁两用悬索桥倒梯形析架主梁建立不同位置斜腹杆的二维模型，通过气动仿真计算它们的静力三分力系数，然后与风洞试验结果对比，选取最接近试验结果的二维模型为二维等效模型。然后对二维等效模型在单一频率的竖向简谐脉动风速下进行气动导纳数值识别。

摘要： 对于探月飞船跳跃式再入返回地球,气动参数(升力系数、阻力系数和大气密度)偏差是影响飞船制导精度的主要因素,为此研究如何利用自身携带传感器进行气动参数在线估计,并对预测环节的弹载气动参数进行修正来提高预测-校正法的制导精度是非常必要的.本文定义综合升力系数与综合阻力系数,并分析其辨识模型,以卡尔曼滤波理论为基础,对其进行在线估计及弹载数据修正,完成纵向、侧向制导律设计,提高制导方法的鲁棒性和精度.最后,考虑再入初始条件偏差和气动参数偏差,进行了蒙特卡洛仿真,结果表明:该估计方法能够在较短时间内得到估计结果,且估计精度高,同时,引入气动参数在线估计与修正的预测-校正制导方法,具有较高的制导精度和鲁棒性,对气动扰动有较强的适应性.

摘要： 限于对湍流的认识,当前对湍流问题数值模拟的应用还比较混乱,由此凸显了关于湍流涡黏模型应用于桥梁风工程领域的两个基本问题:一是湍流涡黏模型的计算结果能够对真实流动现象做出何种程度的合理解释;二是湍流涡黏模型能否全面地涵盖桥梁抗风领域的各种流动问题.本文采用Realizablek-ε与SSTk-ω两种湍流涡黏模型数值模拟了薄平板(Thin Plate)与流线型箱梁(Streamlined Box)、分离式双箱梁(Segregated Twin Box)以及两类典型桥梁断面在高Re数下的气动性能,并根据Scanlan气动自激力模式求解了气动导数,通过不同形状的桥梁断面在不同湍流涡黏模型下的计算结果,分析了各自的特点.

摘要： 雷诺数效应一直是建筑工程抗风研究中的重要基础性问题.近年来,各种造型新颖的大跨度屋盖结构不断涌现,随着屋盖跨度的增加和质量轻型化,抗风设计要求更为精细化,越来越多的学者开始关注大跨度屋盖的雷诺数效应.众所周知,对于曲面屋盖结构,其气动参数随雷诺数变化显著,但至今尚无系统研究这种雷诺数效应的影响.大跨度屋盖结构大都处于大气边界层底层,其周围气流的绕流模式较为复杂,影响建筑雷诺数效应的因素诸多,主要包括屋盖几何特征、表面粗糙度和近地面高湍流度三个方面.针对不同长宽比和矢跨比柱面屋盖的雷诺数效应展开系统的风洞试验研究,通过分析模型气动参数随雷诺数的变化规律.同时以矢跨比1/4的球面屋盖作为研究对象,通过改变模型尺寸、变风速等手段在均匀流场及大气边界层湍流场下进行了变雷诺数风洞试验,探讨湍流场对雷诺数效应的影响.

摘要： 针对高超声速来流条件下悬臂梁燃料喷注过程开展了数值仿真研究.首先,在约束来流条件和全局当量比条件下,对模型几何尺寸和喷注气动参数进行选取.其次,利用商用软件对简化模型流场特性进行数值模拟计算,结果表明:不同喷注角度条件下,喷注角度α=12°为提高掺混效率和降低总压损失的优选方案;不同喷注气动参数条件下,增大对流马赫数Mac,使得近场区域内燃料/空气掺混效率呈下降趋势,在一定程度上降低了燃料/空气发生自燃的概率.综上,通过本文研究加深了对流向涡增强混合技术的认识,为后续未来一体化设计进气道研究积累经验.

摘要： 本文介绍了在高超声速脉冲风洞模型自由飞技术研究方面所取得的进展,重点报告了某复杂外形高超声速布局标模配平攻角的测定以及动态试验,不仅测定了配平攻角,得到了在配平位置的静态气动力系数,而且还得到了动态气动力特性参数,并尝试开展了俯仰恢复力矩系数的非线性辨识.试验结果证实了在高超声速脉冲风洞中采用模型自由飞方法测量复杂外形高超声速布局模型气动参数的可行性.

摘要： 我国铁路大跨度桥梁以析架形式主梁为主，本文以安庆长江铁路大桥析架主梁断面为主要研究对象，针对主梁在高度、宽度、宽高比、析片数量、析片实面积比以及边析片倾斜等参数变化对主梁三分力系数的影响进行了节段模型设计和试验，其后依据试验结果将不同析架断面的三分力系数进行了对比分析，得出了结果:析架主梁静力三分力系数随着主梁宽度的增加而增加，其中主梁宽度增加了28.6%，阻力系数的平均变化率约为7.3%；析架主梁静力三分力系数中的阻力系数和升力系数随着主梁高度的增加而减小，而力矩系数随着主梁高度的增加而增加，其中主梁高度增加了33.3%，阻力系数的平均变化率约为-13.5%；析架主梁静力三分力系数随着边析片的倾斜，其随攻角的变化曲线趋于平缓，其阻力系数和力矩系数随着边析片倾斜度的增加而减小，其中边析片倾斜了200，阻力系数的平均变化率约为-7.6%；析架主梁静力三分力系数中的阻力系数和升力系数随着主析片数量的减少而减小，而力矩系数随着主析片数量的减少而增大，其中主析片数量减少了一片，阻力系数的平均变化率约为-9.2%；析架主梁静力三分力系数中的阻力系数随着主析片实面积比的增加而增大，而升力系数和力矩系数随着实面积比的增加而减小；我国铁路桥梁规范中关于钢析梁风荷载的计算偏于不安全，试验值最大达到了规范计算值的2倍。

摘要： 介绍了一种用于恢复高原柴油机功率的燃气涡轮辅助增压系统,并且针对该系统要求设计了一种带有阶梯型叶轮和准流线型分隔式扩压器的压气机;设计出切割前的高压比叶轮,对高压叶轮内部流场进行数值模拟计算,得到相应气动参数;通过计算结果分析叶轮出口流量分布和速度分布确定了阶梯型叶轮出口参数和准流线型分隔板的形状.

摘要： 对覆冰导线风洞试验的数值模拟和参数分析是获取气动参数的主要手段.进行了覆冰输电线气动参数数值模拟的几何建模、网格划分、边界条件的选取、湍流模型的选取、求解参数设置等分析研究.明确了加密区首层厚度、层数、厚度、形状及加密条带等对计算结果的影响,得到了合适的网格模型.对k-ε湍流模型、k-ω湍流模型、Realizable k-e湍流模型、Reynolds应力湍流模型及SST k-ω湍流模型的分析,表明k-ω模型虽然能较好地模拟覆冰输电线的气动力特性,但是对参数比较敏感.k-ε湍流模型的是模拟覆冰输电线气动参数的最合理模型.

摘要： 本文采用一种基于多输出高斯过程(MOGP)回归模型与遗传算法相结合的翼型优化方法,以某飞翼布局无人机的翼型为研究对象进行了兼顾气动与隐身性能的综合优化设计.在基准翼型的基础上采用Hicks-Henne函数产生翼型扰动,使用CST参数化方法对翼型外形进行参数化表示;基于非结构网格,采用高阶间断有限元方法对二维麦克斯韦方程求解得到翼型的隐身性能参数;采用多目标遗传算法进行寻优设计研究.与初始翼型相比,优化翼型兼顾了气动与隐身的要求,数值结果表明该方法在气动优化设计中是可行的.

摘要： 本公开提供一种网格参数化方法，该方法包括根据叶轮机械气动分析网格的结构特点，将三维气动分析网格分解为不同叶展高度的二维截面气动分析网格；设计二维截面气动分析网格控制体的拓扑结构，建立叶片设计参数与控制体节点坐标位移之间的关系；根据设计参数与控制体节点坐标位移之间的关系将二维截面气动分析网格参数化；在二维截面气动分析网格参数化的基础上，建立不同叶展高度的控制体；根据设计参数与不同叶展高度的控制体节点坐标位移之间的关系将三维气动分析网格参数化。本公开提供的网格参数化方法，控制点坐标移动与叶片设计参数相关联，能有效保证网格在变形过程中的网格质量，从而保证气动分析精度。

摘要： 本发明涉及一种适用于气动连接在操作期间产生灰尘的动力工具的真空吸尘器，以便将至少部分灰尘吸引脱离所述工具至所述真空吸尘器，真空吸尘器当启动时是在特定操作参数下操作。为了基于工具和/或工具使用现状以最适化真空吸尘器的操作，建议所述真空吸尘器包含：接收机构，用于接收有关工具特性和/或工具使用现状的信息；处理及计算器机构，用于处理接收到的信息且用于基于所述接收到的信息来计算用于至少一个真空吸尘器的操作参数的校正信号；以及调整机构，用于基于计算出的校正信号调整所述至少一个操作参数。

摘要： 用于检验电动-气动阀门(13)的控制参数的方法和电子装置，其被用在对由此操纵的设备(2)的气动调节驱动器(6)的开关单元(7)进行位置调节的闭合调节回路中，其中所述电动-气动阀门(13)由具有确定幅值的交替信号控制，使得调节回路通过阀门(13)的交替进气和排气围绕能够调整的位置额定值进行振荡，从而克服气动调节驱动器(6)所存在的滞后效应，其中同时通过传感技术检测在开关单元(7)处所产生的位置振荡的轨迹，由此确定调节回路针对所设定的幅值的特征，以便确定是否找到了适合于调节回路的开放点。

摘要： 本公开提供一种网格参数化方法，该方法包括根据叶轮机械气动分析网格的结构特点，将三维气动分析网格分解为不同叶展高度的二维截面气动分析网格；设计二维截面气动分析网格控制体的拓扑结构，建立叶片设计参数与控制体节点坐标位移之间的关系；根据设计参数与控制体节点坐标位移之间的关系将二维截面气动分析网格参数化；在二维截面气动分析网格参数化的基础上，建立不同叶展高度的控制体；根据设计参数与不同叶展高度的控制体节点坐标位移之间的关系将三维气动分析网格参数化。本公开提供的网格参数化方法，控制点坐标移动与叶片设计参数相关联，能有效保证网格在变形过程中的网格质量，从而保证气动分析精度。

摘要： 一种涡喷航空发动机的内部流场多断面气动参数测量的三向移测装置，其包括一个周向机构、一个滚转机构、一个径向机构以及一个旋转叶栅试验台，该旋转叶栅试验台的内部设有一个轴流压气机，外部设有一个周向安装架以及一个径向安装架，并且该旋转叶栅试验台进一步具有一个狭长的第一通孔、一个狭长的第二通孔以及一个狭长的第三通孔，该第一通孔、该第二通孔和该第三通孔相互间隔，并且该第一通孔、该第二通孔和该第三通孔分别连通于该旋转叶栅试验台的外部和内部，其中该周向机构安装于周向安装架上，该径向机构安装于径向安装架，滚转机构则与径向机构固定，气动探针则通过自动定心装置固定在滚转机构上完成±90°的滚转运动，同时径向机构的径向移动实现探针在各狭长通孔中的不同位置的探测。

摘要： 一种涡喷航空发动机的内部流场多断面气动参数测量的三向移测装置，其包括一个周向机构、一个滚转机构、一个径向机构以及一个旋转叶栅试验台，该旋转叶栅试验台的内部设有一个轴流压气机，外部设有一个周向安装架以及一个径向安装架，并且该旋转叶栅试验台进一步具有一个狭长的第一通孔、一个狭长的第二通孔以及一个狭长的第三通孔，该第一通孔、该第二通孔和该第三通孔相互间隔，并且该第一通孔、该第二通孔和该第三通孔分别连通于该旋转叶栅试验台的外部和内部，其中该周向机构安装于周向安装架上，该径向机构安装于径向安装架，滚转机构则与径向机构固定，气动探针则通过自动定心装置固定在滚转机构上完成±90°的滚转运动，同时径向机构的径向移动实现探针在各狭长通孔中的不同位置的探测。

摘要： 本发明公开了一种风力机叶片气动参数与控制器参数的联合优化方法，包括以下步骤：首先对初始种群进行定义，即对贝塞尔曲线的控制点赋初值；之后利用贝塞尔曲线的控制点生成风力机叶片气动外形；然后判断叶片气动外形是否满足约束条件，若满足约束条件，则对叶片的气动性能进行静态计算，并根据计算结果获取平均风能捕获效率，判断整体优化过程是否满足终止条件，若不满足，则利用遗传算法产生新一代种群，并转向第2步；若满足，则将最大的平均风能捕获效率对应的风力机叶片气动外形输出；若不满足约束条件，则进行判断整体优化是否满足终止条件之后的过程。本发明优化后的叶片能有效提升风力机平均风能捕获效率，优化模型具有实用性和有效性。

摘要： 本发明提供了一种考虑进气畸变的风扇部件试验出口气动参数修正方法，所述修正方法通过合理排布出口测量探针的周向位置，构建均匀流试验时风扇部件出口气动参数形成的数据库，在进气畸变试验时对风扇出口的气动参数进行修正，以获得更准确的风扇出口面平均气动参数。此种方法获得的气动参数可准确计算风扇部件在进气畸变条件下的压比、效率等特性，为航空发动机的性能评估提供数据支撑。

摘要： 本发明公开了一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，涉及飞行器参数测量领域，该车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统包括：下层框架模块，用于连接车辆；以及测量无人机在不同来流速度下产生的气动阻力；与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过车辆速度改变模拟风场代替风洞，从而实现飞机飞行状态下的气动参数监视和记录；将需要测试的升力、阻力、升降舵气动力分解测量，避免了使用单一传感器测量方式下数据的误差，各项数据一次性分类采集，降低了后期数据分析的工作量，通过改变第二球头连杆的长度即可改变无人机安装俯仰角，测量在不同机翼迎角下的气动力。

摘要： 本申请公开了一种基于自适应遗传算法和神经网络的气动参数辨识方法。其中，该方法包括：基于所获取的飞行体的攻角、飞行马赫数、升降舵偏角、气动系数建立神经网络模型；利用自适应调整的遗传算法对所述神经网络模型的初始权值和阈值进行优化，并基于优化后的初始权值和阈值训练所述神经网络模型；利用优化训练后的所述神经网络模型来辨识所述飞行体的实时气动系数，并利用所述神经网络模型的导数特性来辨识所述飞行体的实时气动导数。本发明解决了现有技术中气动参数辨识结果不精确的技术问题。