基于无迹卡尔曼滤波的高层建筑风荷载反演

基于无迹卡尔曼滤波提出了一种高层建筑风荷载的反演算法，该方法利用有限测量楼层的风致响应数据，实时识别结构的未知风荷载和风致响应。通过典型高层建筑的风洞试验进行风荷载反演实例分析，验证了该方法的准确性和适用性，评估了模态参数误差、测量噪声水平对风荷载反演的影响。研究结果表明，文中提出的算法对模态参数误差不敏感，在一定噪声水平下反演的结果基本能够满足实际工程需要，该算法为实时评估高层建筑的风荷载和风致响应提供了有效的工具。     

扑翼飞行器带翼刀机翼气动特性实验研究

通过进行微型扑翼飞行器低速风洞试验,研究了带弯度机翼下翼面翼刀对扑翼飞行器升阻特性的影响。文中进行了带翼刀机翼和不带翼刀机翼在不同迎角下的风洞吹风试验。试验结果表明,带翼刀机翼升力系数大于不带翼刀机翼升力系数,从而证明了翼刀可以阻止机翼下表面气流展向流动,起到增加机翼升力的作用。当扑翼在小迎角飞行时,带翼刀机翼可以有效地提高扑翼的气动效率,改善扑翼的飞行性能。研究结果可为带翼刀机翼在扑翼飞行器上的应用提供技术支持。     

高耸塔台结构抗风实验研究

本文对首都机场新塔台结构的刚性模型和气动弹性模型进行了风洞试验研究。提出了考虑弗劳德数等一系列相似参数模拟的高耸塔台结构气动弹性模型的设计制作方法。获得了高耸塔台结构的风压分布规律及加速度风振响应特性。     

卷弧翼气动特性研究进展

本文列举了卷弧翼在战术武器中的应用实例，介绍了卷弧翼的几何特性、气动特性、优缺点及布局设计，评述了对卷弧翼气动特性所做的理论与试验研究工作。最后指出了有待进一步研究的问题。     

两种不同弦长螺旋桨的风洞试验及分析

本文介绍了两种不同弦长螺旋桨的风洞试验结果。试验在西北工业大学NF-3风洞的三元试验段进行,试验风速分别为V=20m/s、30m/s和40m/s,每个风速下,螺旋桨旋转速度为:900r/min、1200r/min、1500r/min、1800r/min、2100r/min、2400r/min、2700r/min、3000r/min、3300r/min、3600和3900r/min。风洞试验结果表明:当两种螺旋桨的翼型相同、桨叶角沿径向分布相同,但弦长沿径向的分布不同时,它们的拉力、扭矩、功率、效率以及前进比会有显著区别。其中,1#螺旋的弦长大于2#螺旋桨,在相同的试验风速和螺旋桨转速下,1#螺旋桨的拉力、扭矩和功率高于2#螺旋桨,但效率低于2#螺旋桨。     

基于风洞试验大型冷却塔风致损伤识别研究

针对大型双曲冷却塔结构的损伤识别提出了一种基于经验模式分解(简称EMD)和神经网络技术的冷却塔气弹模型风致损伤识别方法。首先对风洞试验中采集的位移信号进行经验模式分解以获取多个固有模态函数(简称IMF);同时提取若干个包含主要损伤信息的IMF分量中的能量特征参数;然后以这些不同频段的能量特征参数作为神经网络的输入参数来识别冷却塔气弹模型的损伤程度和位置。对气弹模型预先设定的损伤位置和程度的分析结果表明:以EMD为预处理器提取各频带能量作为特征参数的神经网络诊断方法其平均识别误差为6%,可初步识别冷却塔结构中的风致损伤位置和程度。这为真实结构的损伤识别研究提供了新的思路。     

π型组合桥面斜拉桥涡振性能及气动优化措施研究

π型组合桥面主梁断面是目前斜拉桥常用的断面形式之一，然而π型开口断面为典型钝体气动外形，易发生气流分离与交替性的旋涡脱落，引发涡激振动问题，因此需要对其断面形式进行优化，以达到减振、抑振的效果。本文通过某主梁宽高比为7.9的π型组合桥面斜拉桥节段模型风洞试验，研究了栏杆形式的改变、稳定板、倒L型裙板等措施对主梁涡振性能的影响。研究结果表明，部分封闭检修道栏杆及斜拉索防护栏杆可不同程度降低竖向涡振幅值，但改变斜拉索防护栏杆的构造形式会增大主梁竖向涡振幅值；增加梁底稳定板长度或道数，减振效果更明显；倒L型裙板能降低主梁竖向涡振幅值，但对扭转涡振的减振效果不佳；倒L型裙板与稳定板的组合措施可进一步降低主梁竖向涡振幅值，但不能有效减小扭转涡振幅值；倒L型裙板与封闭斜拉索防护栏杆上缘的组合措施能有效抑制主梁涡振。研究成果可为类似主梁断面的涡振减振设计提供参考。     

地面效应影响下的高速火箭橇气动特性数值与风洞试验研究

精确预示地面效应下高速火箭橇的气动特性及流场规律对高速火箭橇的设计和评估具有重要意义。本文应用有限体积方法,研究了湍流模型对火箭橇气动特性计算精度的影响,建立了基于realizable k-ε湍流模型的火箭橇气动特性的高精度数值计算方法;结合风洞试验方法,研究了雷诺数和地面效应对高速火箭橇流场流动规律的影响,分析了火箭橇气动特性。结果表明,火箭橇阻力系数随雷诺数增大而减小,升力系数和俯仰力矩系数随雷诺数增大而增大,但雷诺数对高速火箭橇气动特性的影响较小;地面效应会使火箭橇流场发生激波-激波干扰、激波-边界层干扰和激波反复反射等复杂气动现象,大幅提升了火箭橇的升力系数和俯仰力矩系数,但对阻力系数的影响较小。研究为高速火箭橇气动外形的设计及运动稳定性的评估提供依据。     

横向喷流对低速大攻角细长旋成体非对称气动特性影响研究

采用风洞试验和数值模拟相结合的方法,对雷诺数Re=55 000条件下细长旋成体有、无横向喷流时大攻角非对称特性进行了分析.通过风洞试验发现了旋成体在法向和侧向进行喷流时其大攻角非对称气动特性与无喷流时的区别,通过数值模拟方法对几个典型工况下旋成体有、无横向喷流时的非对称气动特性进行了分析,揭示了喷流对旋成体非对称流动分离的影响.通过风洞试验发现当细长旋成体进行法向控制时无喷流、喷流位于迎风区和喷流位于背风区的旋成体表现出了不同的非对称流动特性:首先喷流位于迎风区时攻角范围在20°～40°之间有喷流和无喷流旋成体所产生的侧向力方向相反,攻角大于40°之后侧向力系数的方向发生了改变,与无喷流时的侧向力系数方向相同,但是其绝对值要比无喷流时的侧向力系数小.其次喷流位于背风区时攻角在15°～35°之间有喷流时的侧向力系数绝对值要明显比无喷流时大,在随后的40°～70°之间旋成体侧向力系数变化规律与无喷流的趋势相似.当细长旋成体进行侧向控制时由于沿侧向的喷流所产生的直接力使得攻角范围在0°～20°之间和大于45°时有喷流的旋成体侧向力系数绝对值要比无喷流时大,但是攻角在25°～40°之间时旋成体...     

基于非线性耦合本构关系模型的尖化前缘气动加热影响研究

结合数值模拟与风洞试验技术,在高超声速连续/稀薄滑移流条件下对尖化前缘这一典型构型的气动加热影响开展深入研究.在三维有限体积框架下,应用非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations, NCCR)模型对试验工况下的尖化前缘外形开展数值计算,检验NCCR模型在尖化前缘构型中准确描述局部稀薄非平衡流动和物面气动热的性能.数值结果与实验数据对比表明,在等效高度33 km的风洞试验条件下, NCCR模型计算得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差为1.81%, Fay-Riddell公式和纳维-斯托克斯(Navier-Stokes, NS)方程得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差均在5%以内,物面其他位置的壁面热流系数计算值与实验值偏差均在10%以内,证明此时飞行器尖化前缘区域局部稀薄气体效应对气动加热影响程度较弱;在等效高度60 km时,飞行器尖化前缘区域附近的局部稀薄气体效应对气动加热的影响较为明显, NS方程计算的驻点热流系数偏差为33.31%, Fay-Riddell公式计算驻点热流系数同实验值偏差为29.5%, NCCR模型计算的驻点热流...