气动力系数

摘要： 为研究山区峡谷大跨度人行悬索桥的抗风性能,以一座跨度为389 m的人行悬索桥为背景开展风洞试验研究。首先采用地形模型风洞试验获得加劲梁设计基准风速、静阵风风速和颤振检验风速;然后采用节段模型测力风洞试验测得加劲梁气动力系数随风攻角的变化规律,采用节段模型测振风洞试验测得加劲梁在风荷载作用下的竖向位移根方差及扭转角根方差,以分析加劲梁的涡振特性和颤振稳定性。结果表明:随着风攻角由-10°变化到10°,加劲梁的阻力系数先减小后增大,升力系数明显增大,扭矩系数缓慢增大;加劲梁在+3°和+5°风攻角下均发生了扭转涡振和软颤振现象,但涡振的起始风速均大于设计基准风速,颤振临界风速均大于颤振检验风速,表明该桥具有较好的涡振性能和颤振稳定性。

摘要： 目的:探明迎风阶段摇帆频率和幅度组合方案对帆翼推进性能的影响,为运动员在迎风起航、紧急避让及迎风航行等过程提供个性和科学的摇帆调控建议,助力运动员对帆翼的科学操控。方法:确定运动员摇帆特征并建立帆翼运动模型,采用URANS方法,调用SST k-ω湍流模型,求解迎风摇帆时帆翼空气流场气动力变化规律。基于力学分析建立帆翼推进性能评价方法,并研究攻角20°的帆翼在风速3 m/s迎风、频率0.67~2.00 Hz和幅度2°~10°组合工况下的帆翼推力系数和能耗系数。结果:摇帆频率为0.67~1.00 Hz时,推力系数和偏航力系数平均值随幅度增加而增大;摇帆频率为1.30~2.00 Hz时,推力系数和偏航力系数平均值均随幅度增加呈现先增大后减小的趋势,配合幅度8°摇帆可使推进性能最优;摇帆能耗系数随幅度和频率增加而增大,高频大幅摇帆能耗是低频大幅的25倍,是高频小幅的10倍。结论:为促进运动员帆翼推进性能的最优,低频摇帆应配合较大的幅度,而高频摇帆则需配合适宜幅度。

摘要： 采用大涡模拟与声类比的方法研究了周期性凸起结构对圆柱绕流流场及声场的影响。以30 mm直径的圆柱为研究对象,设计的凸起结构周期为1/3直径,凸起结构展向厚度为1/10直径,同时设计了42 mm与48 mm两种不同直径的凸起结构。模拟雷诺数123100下基准圆柱与两种带周期性凸起结构圆柱的流场与声场,详细分析了凸起结构对气动力系数的影响,同时分析了凸起结构对圆柱绕流涡脱落噪声的影响。研究发现,直径更大的凸起结构降低噪声的效果更显著,25000 Hz以下的总声压级降低高达19 dB;同时凸起结构也能够降低升力系数波动及阻力系数的均值。进一步研究表明,周期性凸起结构的降噪机理在于,周期性凸起结构破坏了圆柱绕流在展向上脱落涡的连续性。

摘要： 为了探究不同形式的风挡对高速列车气动性能的影响,运用数值模拟的方法,采用三维、定常、可压缩雷诺时均方程和κ~ε两方程湍流模型,对配备了3种不同形式风挡(仅具内风挡、内风挡+半开放式外风挡、内风挡+全封闭式外风挡)的3辆编组的CRH380A型高速列车的气动性能从气动阻力和气动升力两个方面进行了研究。研究表明,采用不同形式风挡的高速列车的气动阻力系数:仅具内风挡工况>内风挡+半开放式外风挡工况>内风挡+全封闭式外风挡工况,可见采用内风挡+全封闭式外风挡有利于减小高速列车在运行过程中的气动阻力;当列车运行速度低于350 km/h时,采用不同形式风挡的高速列车的气动升力系数:内风挡+全封闭式外风挡工况>仅具内风挡工况>内风挡+半开放式外风挡工况;仅具内风挡时,头车和尾车升力系数的绝对值较大,增加外风挡后头尾车升力状况有所改善。

摘要： 为研究大型固定翼无人机机翼在发生鸟撞事故后的冲击变形以及机翼变形后的气动特性,运用有限元方法,在Ls-dyna软件中,基于SPH法模拟了不同速度下鸟体正面碰撞机翼的全过程,然后应用Ansys-Fluent软件对变形前后的机翼气动性能进行了数值模拟分析。仿真结果表明:随着鸟体速度的增加,机翼蒙皮的变形不断加大,当鸟体冲击速度达到120 m/s时,机翼蒙皮达到极限塑性应变发生破坏。对于3 mm和4 mm不同厚度的机翼蒙皮,鸟体撞击速度相同时,随着蒙皮厚度的增加,蒙皮节点位移和蒙皮能量在减小,而撞击应力增加。鸟撞会对机翼气动外形造成影响,压力分布和表面流线发生变化,进而影响机翼的气动力特性,造成升力系数下降阻力系数升高。鸟体的冲击速度越大,对机翼造成的“减升增阻”效应就越明显。

摘要： 利用1000 kV特高压变电构架在均匀流、A类和B类地貌高频底部测力天平风洞试验同步测量的基底弯矩和反力的时程数据,对变电构架整体及节段模型的气动力系数功率谱以及均值、均方根、峰度和偏度等统计特性对比分析,详细考察风向、地貌等因素对风荷载特性的影响规律并探讨不同流场下输电构架整体与节段模型的气动力特性比例关系.研究结果表明:以A节段模型为例,0°风向均匀流场、A类和B类地貌下Cx均值和均方根值之比分别为1:1.58:1.57和1:1.60:1.59,与之对应,Cy均值和均方根值之比分别为1:7.00:7.57和1:1.53:1.30.整体和各节段模型对比分析发现,90°风向均匀流场下整体模型与四个节段模型Cx的均值和均方根值之比分别为1:0.02:0.26:0.22:0.38和1:0.06:0.37:0.32:0.41,Cy的均值和均方根值之比分别为1:0.46:0.57:0.43:0.69和1:0.47:0.58:0.44:0.70.基于时域和频域的综合对比分析明确1000 kV特高压变电构架的最不利风向角以及设计风荷载的取值,为工程设计提供参考.

摘要： 为研究海上栈桥构件在波面影响下的气动特性,现通过进行考虑波浪面气动干扰作用下,栈桥构件风洞测压试验,得到了栈桥构件在不同波浪条件下的气动力系数影响规律.试验结果表明:平行短边传播波浪对结构气动力系数影响大于平行长边传播波浪,且位于平行短边传播波浪的背风侧波腰时,波面气动干扰会使阻力、升力及扭矩系数均降低;平行短边传播波浪在90°风向角位置,对阻力系数的降低作用由波峰到波谷依次增强,在波峰处的部分风向角中,气动力系数较无波浪有所增大.

摘要： 为了研究既有桥梁对相邻车～桥系统气动力的影响,通过节段模型风洞试验,测试了考虑、不考虑既有桥梁干扰工况下相邻车-桥系统的气动力系数,数值模拟了作用在车-桥系统上的抖振力时程,并计算了抖振力极值.结果表明:既有桥梁对相邻车-桥系统气动力的影响显著,导致部分工况下列车、桥梁的气动力显著增大,结构设计中应充分考虑邻近桥梁的气动影响;车-桥系统中列车的气动力受既有桥梁的影响更大;受既有桥梁影响,不同工况下,列车横向力系数最大增幅、减幅分别为39.3％和-143.1％,列车升力系数最大增幅、减幅分别为52％和-68.2％;不同工况下桥梁阻力系数均减小,且最大减幅为-22.4％;迎风侧列车抖振横向力、抖振升力幅值均显著增大,背风侧列车抖振力幅值变化相对较小;桥梁抖振力阻力幅值减小,抖振升力和抖振升力矩幅值略有增大;列车抖振横向力、抖振升力的极值增幅分别为35％和67％;桥梁抖振阻力的极值减幅为-22.9％,抖振升力、抖振升力矩的极值增幅分别为48.5％和37.5％.

摘要： 通过刚性模型测压风洞试验,在均匀流场中对比研究了不同数量和不同间距串列多圆柱气动力的干扰效应.串列多圆柱两相邻圆柱的中心距L与圆柱的直径D之比L/D的变化范围为1.2 ～12.0.圆柱数量的变化范围为1 ～4.试验的雷诺数为3.4×104.试验结果发现:串列多圆柱发生流态切换的临界间距比(L/D)cr为3.5 ～4.0,在临界间距附近,前两个圆柱的时均阻力系数和脉动升力系数突升,其余圆柱则突降,所有圆柱的斯托罗哈数均突升;气动干扰对串列多圆柱时均阻力系数和斯托罗哈数的影响主要表现为减小效应;后方干扰圆柱数量的增加对上游第一个圆柱气动力的影响基本可以忽略;前方干扰圆柱数量的增加对下游最后一个圆柱的气动力影响显著.

摘要： 首先基于Hamilton变分准则推导了覆冰导线三自由度耦合动力学方程组,接着采用两种离散方法离散动张力应变,一种是直接使用Galerkin法离散,另一种是先将动张力应变等效处理,然后再使用Galerkin法离散.由风洞试验测得新月形覆冰四分裂导线的气动力系数,并将各子导线的气动力系数等效,接着利用泰勒展开式拟合气动力系数,选取攻角55°进行舞动分析.基于Runge-Kutta法得到两种离散方法下的位移响应曲线,通过对比这两者位移响应曲线的差别,发现不同的离散方法对系统的相位、频率以及振幅皆有一定程度的影响.本文研究有助于理论建模的完善,并能给予实际工程一些指导.

摘要： 为研究覆冰分裂导线舞动时的气动力特性,从弱耦合角度出发,基于Fluent软件,利用用户自定义函数UDF对四分裂导线的舞动轨迹进行编程并结合动网格技术实现流固耦合.计算了新月形覆冰四分裂导线在横向振动下的气动力系数,并与静态模拟结果进行比较;分析了尾流对子导线气动力的影响.结果表明:相同风速下,动态气动力系数大于静态值,二者具有相同的变化规律;舞动时,迎风侧子导线尾流偏移,对背风侧子导线的影响减小,使背风侧子导线的动态气动力系数比静态时显著增加.工程中预测导线舞动及防舞研究时,应考虑动态气动力的影响.

摘要： 本文根据大展弦比长航时无人机气动及结构构型特点,建立固连于飞机瞬时重心的“平均轴”坐标系,消除部分弹性和刚性自由度之间的惯性耦合.结构弹性变形导致的气动力变化由解析形式的广义气动力表示,最后通过编写程序完成某大展弦比长航时无人机平均轴系下的气动力系数计算.

摘要： 基于SST k-ω湍流模型和拉格朗日离散相模型,研究降雨环境对高速列车气动特性的影响.开展了无降雨时的高速列车空气动力学计算,并与风洞实验对比验证,选取合适的计算参数;数值仿真了车速和降雨强度对列车气动力系数、列车周围雨滴浓度和流线型区域压力系数分布的影响.结果表明,车速一定时,气动力系数随降雨强度增大而增大,且气动力系数与降雨强度近似成线性关系;降雨强度一定时,气动力系数随车速增大而减小.头车车窗和尾车顶部靠后位置的雨滴浓度较高.车速一定时,列车流线型区域顶部压力系数随降雨强度增大而变化增大;降雨强度一定时,列车流线型区域顶部压力系数随车速增大而变化减小.

摘要： 针对公铁两用拱桥气动力数据缺乏的现状,开展了缩尺比为1:100的全桥模型测力风洞试验研究.将拱桥分为若干节段,分别测试了其在边界层风剖面来流作用下所受的静风荷载.试验表明:该公铁两用拱桥主拱各节段所受横桥向阻力随风偏角的增加而减小,边拱横桥向阻力随风偏角的增加呈先增加后减小的趋势;主拱各节段及边拱所受顺桥向阻力均在风偏角60°附近取得最大值.若单纯按规范方法进行荷载组合计算可能偏于不安全.

摘要： 高耸的烟囱结构是典型的风敏感性结构,实际中常见的烟囱群间存在干扰效应.该文通过在风洞进行刚性模型测压试验,对烟囱单独存在、成正三角形排列的情况分别进行了试验测试并分析,得到了两种烟囱形式下,在不同间距、不同风向角和不同地貌类型下烟囱表面的风压系数和气动力系数的变化规律.

摘要： 通过求解层流假设的N-S方程,对三角翼大迎角绕流进行了一系列的数值模拟.在综合考虑气动力系数以及表面压力分布和涡核轴向速度等流场细节的基础上,探讨计算网格对模拟效果的影响.结果表明,在上翼面法向加密网格比在边界层内加密网格更能够获得精确的模拟结果,局部网格加密也能进一步改善结果.应用改进后的网格对70°后掠角三角翼的旋涡流动进行模拟,得到了气动力特性和旋涡特性的分析结论.

摘要： 在铁路两侧设置风屏障是提高列车横风安全性的有效措施之一,针对京沪高速铁路常规线路,分别制作了平地路基、高路堤、32m跨度桥梁及不同透风率和高度风屏障的节段模型,测试了单车、及双车交会时迎风侧与背风侧车辆的气动力系数,讨论了风屏障高度、轨道位置、双车交会、线路形式及透风率等因素对风屏障防风效果的影响,结果表明:设置风屏障时有效减小了车辆的风荷载以及双车交会时的风荷载突变量,车辆的气动力系数随风屏障高度的增加而降低,随风屏障透风率的增加而增加,相同高度风屏障对背风侧车辆防风效果较迎风侧好.

摘要： 针对公铁两用拱桥气动力数据缺乏的现状,开展了缩尺比为1:100的全桥模型测力风洞试验研究.将拱桥分为若干节段,分别测试了其在边界层风剖面来流作用下所受的静风荷载.试验表明:该公铁两用拱桥主拱各节段所受横桥向阻力随风偏角的增加而减小,边拱横桥向阻力随风偏角的增加呈先增加后减小的趋势;主拱各节段及边拱所受顺桥向阻力均在风偏角60°附近取得最大值.若单纯按规范方法进行荷载组合计算可能偏于不安全.

摘要： 本文采用S-A湍流模型，首先计算了不同间距并列双柱绕流的气动力特性，通过与实验结果和其它数值结果相对照，证明所采用用流体和固体有限元模型以及计算方法的正确性，进而对并列梭形截面的气动力特性进行了模拟计算，得到了不同攻角下的升、阻力系数，并根据气动特性运用最小二乘法拟合出相应的气动曲线。

摘要： 本文采用S-A湍流模型，首先计算了不同间距并列双柱绕流的气动力特性，通过与实验结果和其它数值结果相对照，证明所采用用流体和固体有限元模型以及计算方法的正确性，进而对并列梭形截面的气动力特性进行了模拟计算，得到了不同攻角下的升、阻力系数，并根据气动特性运用最小二乘法拟合出相应的气动曲线。

摘要： 一种车辆包括主体、空气动力元件、移动机构、多个传感器和控制器。主体沿着纵向轴线和横向轴线定位。空气动力元件与环境气流相交，从而产生空气动力。移动机构沿着纵向轴线和横向轴线相对于主体来移动空气动力元件。传感器共同产生对应于车辆的运行状态的输入信号。控制器确定对应于轴线上的空气动力元件的当前位置的移动机构的当前位置，且确定对应于轴线上的空气动力元件的期望位置的移动机构的期望位置。控制器将移动信号传输到移动机构，以将位置从当前位置改变为期望位置，使得空气动力元件从当前位置移动到期望位置。

摘要： 一种车辆包括主体、空气动力元件、移动机构、多个传感器和控制器。主体沿着纵向轴线和横向轴线定位。空气动力元件与环境气流相交，从而产生空气动力。移动机构沿着纵向轴线和横向轴线相对于主体来移动空气动力元件。传感器共同产生对应于车辆的运行状态的输入信号。控制器确定对应于轴线上的空气动力元件的当前位置的移动机构的当前位置，且确定对应于轴线上的空气动力元件的期望位置的移动机构的期望位置。控制器将移动信号传输到移动机构，以将位置从当前位置改变为期望位置，使得空气动力元件从当前位置移动到期望位置。

摘要： 一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统，包括风洞试验测量、数值仿真修正及理论计算，先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；在同一来流条件下，模拟风洞试验工况、近似实际工况条件及实际工况条件进行数据仿真，获得降落伞所受气动力；根据降落伞所受载荷，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；根据前后天平测量得到的与其连接的降落伞轴向力、法向力、力矩及阻力以及风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数，根据本发明提供的方法，既可以通过试验同时得到降落伞气动力系数和力矩系数，又利用数值仿真对其试验数据进行修正，得到结果更加准确。

摘要： 本发明公开了一种横担及其连接塔身气动力系数的风洞测试装置及其方法，旨在解决现有技术中不能单独给出左横担、右横担和横担连接塔身的气动力系数的技术问题。所述装置包括下沉钢隔板、左横担测力天平、塔身测力天平、右横担测力天平、左横担试件、横担塔身段试件、右横担试件、塔身上补偿段和塔身下补偿段；所述方法包括如下步骤：通过调整装置的结构，分别测量试件和支撑杆的气动力系数、支撑杆的气动力系数，将两次测量结果相减得到试件的气动力系数。本发明能够消除天平测试中试件支撑杆气动力的影响，精确获得横担及其连接塔身的气动力系数，为输电塔横担及其连接塔身的抗风设计提供依据。

摘要： 本发明提供一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，通过在模型风洞虚拟飞行试验系统中增加天平测量模型运动过程中的三轴气动力，利用参数辨识方法获取模型质量和质心参数，通过多轴系的转换和惯性力修正，从天平采集的气动力中提取出模型的升力系数、阻力系数和侧力系数。该方法弥补了线位移约束风洞虚拟飞行试验无法准确获取气动力系数的问题，为风洞虚拟飞行试验数据综合分析提供了支撑，本发明提高了三自由度虚拟飞行试验信息获取能力,进而提高了试验的真实度。

摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种火箭气动力系数天地差异修正方法。该方法首先获取火箭历史数据的气动力系数样本；其次，计算历史数据气动力系数天地差异量，并构建样本集；然后，采用交叉校验方法和非线性优化算法计算惩罚因子和核函数半径两个参数的值；接下来，计算模型待定系数；最后，计算火箭待预测气动力系数的修正值。该方法为基于数据驱动的火箭气动力系数天地差异修正方法，通过构建历史数据样本集对修正模型关键参数进行训练优化，充分挖掘运用了前期飞行试验数据中蕴含的规律，具有较高精度，特别适用于轴对称构型的制导火箭使用，可为火箭气动外形设计和控制系统设计等提供技术支撑，具有较高的工程应用价值。

摘要： 一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统，包括风洞试验测量、数值仿真修正及理论计算，先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；在同一来流条件下，模拟风洞试验工况、近似实际工况条件及实际工况条件进行数据仿真，获得降落伞所受气动力；根据降落伞所受载荷，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；根据前后天平测量得到的与其连接的降落伞轴向力、法向力、力矩及阻力以及风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数，根据本发明提供的方法，既可以通过试验同时得到降落伞气动力系数和力矩系数，又利用数值仿真对其试验数据进行修正，得到结果更加准确。

摘要： 本发明公开了一种飞行器气动力系数快速预测方法、系统及设备，该方法包括获取需要确定飞行器气动力系数的状态点；将获取的飞行器气动力系数的状态点输入至训练好的气动力系数预测模型；以使气动力系数预测模型输出飞行器的气动力系数；气动力系数预测模型包括采用回归模块，分别与所述回归模块分别连接的线性模块和非线性模块；飞行器气动力系数的状态点输入回归模块输出气动力系数预测值，气动力系数预测值与飞行器气动力系数的状态点同时分别输入至线性模块和非线性模块，再线性模块输出与非线性模块输出进行加权运算获得最终飞行器的气动力系数；训练气动力系数预测模型所使用的数据集为不同置信度数据构成。

摘要： 本发明提供一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，通过在模型风洞虚拟飞行试验系统中增加天平测量模型运动过程中的三轴气动力，利用参数辨识方法获取模型质量和质心参数，通过多轴系的转换和惯性力修正，从天平采集的气动力中提取出模型的升力系数、阻力系数和侧力系数。该方法弥补了线位移约束风洞虚拟飞行试验无法准确获取气动力系数的问题，为风洞虚拟飞行试验数据综合分析提供了支撑，本发明提高了三自由度虚拟飞行试验信息获取能力,进而提高了试验的真实度。

摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种火箭气动力系数天地差异修正方法。该方法首先获取火箭历史数据的气动力系数样本；其次，计算历史数据气动力系数天地差异量，并构建样本集；然后，采用交叉校验方法和非线性优化算法计算惩罚因子和核函数半径两个参数的值；接下来，计算模型待定系数；最后，计算火箭待预测气动力系数的修正值。该方法为基于数据驱动的火箭气动力系数天地差异修正方法，通过构建历史数据样本集对修正模型关键参数进行训练优化，充分挖掘运用了前期飞行试验数据中蕴含的规律，具有较高精度，特别适用于轴对称构型的制导火箭使用，可为火箭气动外形设计和控制系统设计等提供技术支撑，具有较高的工程应用价值。