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1.
多跨锯齿屋面因其具有跨度大、结构轻盈的特点成为典型的风灾易损结构。目前国内规范对锯齿屋盖的风荷载规定较为粗略,简单给定了统一的风压系数参考值,在实际工程应用中具有一定的局限性。本文以某4跨锯齿房屋为研究对象,通过风洞试验测试了15°、21°、26°、30°和40°等5种不同屋面坡度对锯齿屋盖风压特性的影响。试验结果表明,我国建筑结构荷载规范GB 50009-2012关于锯齿屋面的负风压系数绝对值明显偏小,锯齿屋面最不利均面积负风压系数随着坡度的增加逐渐从高屋角(HC)区转移到屋面边区(SE),且与HC区相反,SE区内的最不利负风压系数绝对值随角度增加而增大;锯齿中间B、C跨最不利均面积负风压系数始终出现在HE区,其绝对值随角度增加而增大,而尾跨D则出现在SE区,且随角度增加而减小;屋面最不利极值负风压系数为-9.6,随着屋面坡度的增大,屋面的最大极值负风压系数绝对值逐渐减小。此外,以各坡度屋面负风压系数的分布为依据,给出了不同屋面坡度范围和不同跨屋面风压系数分区划分建议。 相似文献
2.
超/高超声速尾退分离在防热、保形、隐身、多次投放、回收等方面具有明显优势,有望成为高超声速飞行器载荷投放的优选方案。由此面临一类新的多体分离问题:超/高超声速尾退分离问题(aft super/hypersonic ejection separation,ASES)。超/高超声速尾退分离问题本质上是带空腔底部流动与多体分离构成的耦合问题,具有流场结构复杂、气动非定常非线性非对称效应显著的特点。针对超声速尾退分离问题,采用网格测力和轨迹捕获(captive trajectory system,CTS)风洞试验方法探索了尾退分离干扰流场的结构,发现可根据流场结构和舵效变化分为低速-亚声速无激波、高亚声速-跨声速弱激波、超声速激波和准自由流弱干扰4种典型干扰特征,揭示了尾流场影响后不同区域的全弹气动特性和舵效特性以及控制律、攻角、高度和Mach数对分离位移和姿态的影响规律。相关结论将有助于增强对尾退分离问题的认识,对尾退分离技术的工程实践具有参考价值。 相似文献
3.
从飞行器刚弹耦合动力学模型出发,引入柔性机翼准定常假设,建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程,利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为,开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证,采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算,发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性,均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要. 相似文献
4.
为实现民机总体方案快速评估与优化迭代设计,文章对民机增升装置前缘缝翼及后缘襟翼分别建立了基于民机噪声物理机制的预测模型,在此基础上搭建了机体噪声预测体系,开发了相应的预测工具UNICRAFT.为评估预测工具UNICRAFT的计算精度和效率,文章分别针对翼吊式布局,前缘缝翼/Fowler式襟翼形式,以及尾吊式布局,前缘缝翼\双缝子翼加后退式襟翼形式的增升装置进行了计算校核验证,通过与声学风洞试验结果对比分析,验证了本文发展的预测工具及预测体系的有效性,能够实现飞机级噪声水平的高效预测. 相似文献
5.
汽车尾部湍流场是汽车压差阻力的主要来源,在HD-2汽车模型风洞中,首先使用测力天平和测压系统,对横摆角工况下汽车模型的气动六分力和纵对称截面48个测点的表面压力进行了测量,然后利用PIV测量技术对模型在横摆角分别为0°、15°的尾部湍流场进行了测量,获得该模型尾流场的速度场、涡量场和雷诺应力流场信息,通过计算得出尾流场区域空间相关系数和湍流积分尺度。结果表明:在横摆角工况下,汽车模型尾部涡流的结构呈现向上发展的趋势;尾流场拖拽涡的范围和强度的增大导致了模型气动力出现较大的增加;湍流积分尺度的变化表明,尾部涡流区的分离噪声与涡流分离位置有关,在汽车尾部造型设计中,要尽量推迟尾部涡流的分离。 相似文献
6.
S弯进气道流动控制技术的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在低速风洞中采用微型叶片作为涡流发生器对某S弯进气道进行流动控制,通过风洞试验研究了微型叶片的不同参数(包括叶片高度、轴向位置、安装组数)对进气道气动特性的影响。试验测量了来流风速V=60m/s、模型攻角α=8°的条件下有/无微型导流叶片时进气道出口截面的总压和静压分布,并由此计算得到进气道出口截面的总压恢复系数和畸变指数。试验结果表明:微型叶片的不同参数(包括叶片高度、轴向位置、安装组数)对进气道流动有明显影响;通过在进气道第一弯道处安装合适高度和组数的微型叶片涡发生器,可以明显改善进气道出口流动;在现有的试验条件下,叶片高度h/Ri=0.02、轴向位置Xvg/Ri=1、组数Nvg=8是相对较优的流动控制方案,主要表现为:与未安装微型叶片相比,进气道流量系数φ=0.8时出口畸变指数降低了0.051,总压恢复系数提高了0.007。 相似文献
7.
为了考虑实际运营车辆对桥梁气动导数的影响,根据车辆密度模拟了三种交通流状态,基于强迫振动装置,分别对每个交通流和无车状态下的桥梁气动导数进行风洞试验研究,讨论了不同攻角下不同车流的车辆对桥梁气动导数的影响,探究了车辆对气动导数影响的百分比以及气动导数变化量的变化规律。研究结果表明:不同攻角下不同车流的车辆均对直接导数A*2、H*4和交叉导数A*4、H*2影响显著,A*2、A*3变化量随着折减风速有一定的变化规律。虽然不同攻角下不同车流的车辆对气动导数的影响程度及影响规律不同,并且车流的繁忙程度对大多数气动导数的影响规律不明显,但是车辆对桥梁气动导数的影响不容忽略。 相似文献
8.
为观察粘性效应对物面压力分布的影响,并验证 CFD 数值模拟方法的计算结果,设计了翼-身-舵组合体模型,利用航天空气动力技术研究院的FD-20炮风洞,在马赫数Ma分别取6、8且攻角α分别取0o、10o、20o的条件下进行了风洞测压试验,同时用Euler方程和N-S方程计算了模型的表面压力并与试验结果进行了比较。结果表明:除少数测点外,弹身、弹翼、舵面及弹身-弹翼干扰区的 Euler方程和 N-S方程计算结果都比较一致,除了攻角α=20°时的弹翼外,计算结果都与试验结果吻合较好。攻角α=20°的极小展弦比三角弹翼,由于侧前缘脱涡等分离现象的存在,实验值普遍高于计算值10%~15%,但变化趋势一致。因此,在采用CFD数值模拟与工程计算相结合的方法进行气动加热或非定常气动力的计算中,采用Euler方程代替N-S方程求解边界层外缘参数和当地流参数是合理的。 相似文献
9.
抗阵风载荷的小型无人飞行器设计及相关风洞舵效比较 总被引:1,自引:0,他引:1
本文目的在于探索验证微小型飞行器的气动布局与抗突风载荷能力的关系,结合风洞试验验证了结果并进行了数据分析。在低雷诺数条件下采用大边条、小展弦比非常规的气动布局设计,根据性能指标要求对飞行器的机翼面积、翼展、翼型等相关参数进行了分析设计;运用数值模拟等手段对全机简化模型进行了气动力计算,对结果进了行初步的定性分析,为初始的设计提供了验证;结合实际的靶机制作得到了实际飞机的风洞验证缩比模型,对其进行了风洞的常规测力实验。根据风洞试验结果对飞机升降舵舵面与副翼舵面偏转0°、±15°、±30°的气动性能进行了评估,为进一步的理论分析提供依据。结合实际外场飞行实验情况得出飞行器的实际气动性能,并对大量相关风洞试验数据进行了分析;探索性地给出了一条适用于微小型飞行器进行的新设计方法和设计流程,为设计适应于阵风载荷等恶劣气候条件下微小的型飞行器提供了参考新思路。 相似文献
10.
非高斯风压的极值计算方法 总被引:2,自引:0,他引:2
以经典极值理论为基础,发展了一种基于单个标准样本的非高斯风压的极值计算方法.首先介绍了风洞试验及试验数据处理的基本概况;然后在阐述经典Gumbel极值理论的基础上,根据观察极值的相互独立性推导了短时距下极值分布参数和长时距下极值分布参数的关系式,给出了一种由短时距样本推算长时距下的极值估算方法;最后基于风洞试验数据,将常用极值估算方法(峰值因子法、改进峰值因子法和Sadek-Simiu法)和该方法的计算结果进行了比较.得到如下结论:将一个标准长度的非高斯风压时程数据划分成若干等长的子段,可以通过子段的极值分布规律准确地估算出母段的极值期望值,子段的最佳分段长度可以通过自相关分析给出;与常用的极值估算方法相比,该方法更能准确估计非高斯风压的极值. 相似文献