应用直升机动力学设计方法分析大型风力发电机组动力学特性

本文提出了应用直升机动力学设计技术对风轮叶片和塔架分别建模，应用模态综合技术分析风轮／塔架耦合系统动力学特性的方法，分析了孤立风轮叶片，塔架系统的振动特性与风轮／塔架耦合系统振动特性之间的变化，指出了在风轮叶片和塔架系统振动特性设计中应考虑的一些因素。     

基于半刚性模型风洞试验的锅炉塔架风振分析

对于开展高频天平测力试验的半刚性模型,在进行传统的频域内结构风振分析之前,需要对高频天平测力得到的试验数据进行修正。从达朗贝尔原理出发,通过假定原型塔架振型与物理模型振型之间的转换关系,运用模态叠加法,推导得出了半刚性模型天平测力数据的多阶广义风荷载谱修正公式。利用新得到的修正公式,发展了基于半刚性模型天平测力风洞试验的塔架结构风振分析方法。开展了某实际超大型锅炉塔架的天平测力风洞试验,对天平测力数据进行了修正,结合锅炉塔架的有限元模型,并完成了锅炉塔架的风振分析工作,验证了锅炉塔架设计的抗风安全性。     

水泥工厂窑尾塔架风荷载风洞试验研究

为获得窑尾塔架在实际风场下的真实风荷载，本文通过风洞实验对水泥厂窑尾塔架在大气边界层流场中的风荷载进行了研究，并详细介绍了风洞试验中的风场模拟、模型设计、测量方法和数据处理方法。试验结果合理可靠。本研究为实际窑尾塔架的结构设计提供了更真实的风载系数并为水泥厂窑尾塔架的优化设计，减少工程造价提供了详实的依据。     

架空输电线路风振试验研究

高压架空输电线路是集高耸和大跨度两种特征于一身的风敏感结构体系，在同荷载作用下，风振效率显著，为了给某高压架空输电线路设计提供了准确的风振系数并考查输电导线对塔架风振的影响，按照空气动力弹性相似准则设计制作了输电塔架气动弹性模型，根据能量平衡原理，模拟了塔架两侧的输电导线和地线，在大气边界层风洞中进行了风振响应的试验研究，获得了塔架风振响应等重要数据。并给回归分析了得到了塔架风振系数的数学表达式。研究表明，塔架加速度响应随风速增加而增大，铁塔横向向架速度响应和顺风向加速度响应处于同一数量级，塔架设计和理论计算时应同时考虑顺风向和横向的振力；导线对铁塔风振的影响程度与风向角有关，但就整体而言，可以忽略该影响。     

飞行器隐身测试用低散射塔架结构及其制造工艺

根据目标支撑塔架的结构特点及基本性能要求,给出了一般制造工艺流程,详细论述了制造低散射塔架的完整工艺路线及具体措施,并分析了改善性能的基本原理.     

风载和冲击载荷下系留塔强度可靠性灵敏度分析

以提高系留塔结构强度可靠性为目的,借助有限元软件分析了系留塔在风和冲击载荷同时作用下的应力分布,获得系留塔应力最大的位置,校核了塔架结构强度是否满足设计要求。在此基础上充分考虑了塔架结构的尺寸分散性,将可靠性分析方法和有限元参数化分析方法相结合,采用四阶矩法对塔架的可靠度和灵敏度进行分析。分析结果表明:系留塔的强度失效概率Pf=4.65×10-7;方管的壁厚是影响系留塔强度可靠性的主要因素。     

格构式塔架三维动力风荷载的风洞试验研究

通过底座天平测力风洞试验,测量了三种典型的格构式塔架(输电塔、通讯塔和电视塔)的顺风向、横风向和扭转向动力风荷载。由于模型本身的质量不够轻、刚度不够大,一阶共振力的影响不可忽视,本文作者推导了消除模型一阶共振影响的实用公式,进而得到格构式塔架顺、横、扭三维广义荷载谱和均方根广义力系数。最后,本文分析了这三种格构式塔架的动力风荷载特征,得到了几点重要的结论。     

火箭发射对塔架威胁情况建模与分析

首先分析了火箭在垂直起飞段横向漂移对发射塔架的影响,并建立了一组准确描述和计算运载火箭相对发射塔架横向(OT方向)漂移的数学处理模型,然后利用试验任务数据计算火箭在OT方向的漂移。所计算的横向漂移量为分析垂直起飞段火箭对塔架的碰撞威胁提供了有效的数据,为确定塔架结构的可靠性和提高发射过程的安全性提供了科学依据。     

基于边界造波法的波浪数值模拟

<正>海上风力机塔架的波浪力计算是一项比较复杂的工作,其与风力机安装点的波浪、水深、及塔架的几何形状等密切相关。研究近海风力机在波浪作用下的载荷分析模型,并通过适当的计算方法得到正确的波浪载荷,是进行海上风力机载荷分析的前提。传统的物理实验和理论分析一直是这类问题的主要研究手段,随着计算流体力学的发展,数值仿真越来越多地应用于海上风力机风波联合作用下载荷计算。波浪的数值模拟是分析波浪与塔架相互     

水平轴风力机偏航与俯仰尾流特性

风力机的尾流干扰效应是影响风场下游风力机性能和风场出力的主要因素，通过调整风轮姿态可有效改善尾流干扰效应，但同时也引入了更为复杂的非定常气动特性和尾流场分布。为了研究风轮姿态控制的尾流特性，基于升力线和自由涡尾迹模型建立了水平轴风力机气动和尾流仿真模型，以NREL 5MW风力机为研究对象，在额定风速条件下，研究了叶轮偏航和俯仰工况下的尾流结构特性。在此基础上，对存在风切变和塔架影响时的风力机偏航和俯仰工况产生的尾流干扰进行了分析。研究结果表明：风轮的偏航和俯仰会引起尾流涡结构失稳提前、远尾流区湍流度增大，同时会导致尾流中心发生偏转和尾流作用区域减小，并加快速度亏损恢复，降低尾流效应对下游的干扰。风切变会产生类似风力机俯仰的效果，使得尾流抬升，作用区域减小。塔架对近尾流区的干扰较为显著，而俯仰控制会降低塔架对尾流的干扰。     

前轮转弯操纵速率对飞机地面滑行特性影响研究

飞机若想尽快实现地面机动转弯,则前轮转弯操纵系统操纵速率应尽量大,而为了保证飞机地面机动不会引起前(主)机轮侧向滑动,又要求前轮转弯操纵速率应限制在一定范围内。以某型机为例,分析大动力操纵角下,地面摩擦系数、飞机滑行速度及转弯操纵速率对前、主机轮侧滑影响。结果表明:飞机以0.3～0.4 rad/s的平均操纵速率进行大角度转弯,基本能满足地面稳定性要求,但为了降低飞机在低摩擦道面上的侧滑风险,需降低前轮偏转到大角度时的操纵速率。     

铣削过程中误差预测与补偿技术研究进展

 研究铣削过程的机理,对于实现加工过程的精密化与高效化至关重要。介绍了国内外铣削仿真模拟的研究进展,阐述了数值计算方法以及有限元技术在铣削误差控制中的具体应用。对切削力建模方法、表面误差预测方法、材料去除建模方法以及误差补偿等关键技术进行了重点介绍,并对各关键技术所包括的核心思想、算法及仿真流程进行了详细讨论。最后对铣削过程误差控制技术的发展方向做出了展望。     

夹层板大挠度问题的力学表征与数值模拟

随着材料制备工艺的发展和成型加工技术的日趋完善,夹层板在现代航空领域结构设计中获得了广泛应用,以获得理想的重量及其它功能性指标,工程分析时往往利用薄板理论进行近似分析,这忽略了夹层板的良好的抗弯特性,给分析结果带来较大误差.在薄板大挠度问题及夹层板相关理论的基础上,提出分段叠加法分析大挠度夹层板的变形机理,并利用有限元进行了数值模拟,结合某型飞机蜂窝轮舱壁板静力试验验证了夹层板大挠度变形机理的合理性,证明了叠加法的有效性.     

基于TFI的局部网格变形方法研究

本文发展了一套基于TFI（Transfinite Interpolation,超限插值法）技术的局部网格变形方法,该方法不同于以往的整体网格变形思路,将网格变形控制在有限的区域内,在保证网格质量的同时,不影响其他区域的网格,因此能够较好地配合其他动网格方法解决复杂流动问题。以带后缘襟翼的NACA0012翼型为例,对翼型俯仰振荡耦合襟翼偏转运动的动态流场进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合良好,证明了本文发展的局部网格变形方法的可行性。     

超跨音对转涡轮大转折角叶片的高次多项式解析造型研究

超跨音对转涡轮高气流转折角特点对叶片解析造型提出了苛刻要求,本文探讨高次多项式解析造型方法设计超跨音对转涡轮大转折角叶型。在保证表征叶片气动特性的主要特征参数,如栅距t、尾缘转折角δ和叶栅喉道宽度bth等不变的情况下,通过调整和优化选择叶型辅助参数,采取控制叶背与叶盆型线曲率大小和叶栅槽道收敛性的方法,达到控制燃气速度在超音速大转折角叶栅内流场合理分布及抑制激波的生成与强度的目的。数值模拟实例表明,高次多项式解析造型方法能快速、高效、可靠地设计出高性能的超音速大转折初始叶型。      

冲压式翼伞气动性能研究

随着计算流体动力学(CFD)的发展、空投系统以及航天器回收过程对定点回收精度要求的提高,精确计算冲压式翼伞的气动参数必不可少。首先,采用有限体积元法求解N-S湍流模型的κ-ε控制方程,对NASA兰利研究中心采用的三维翼伞进行了气动性能分析,验证了方法的可行性;然后将该方法应用于某型翼伞中,分析了翼伞周围的绕流特性,得到了不同迎角来流条件以及伞衣后缘不同程度下偏的气动力数据,为翼伞系统的数学建模提供了准确的参数,从而克服了传统经验公式获得气动参数不准确的缺点。     

用广义应变法解钣的大挠度问题

 在结构的有限元分析中,不管是线性或非线性,目前广泛采用的仍然是假设位移函数,并以节点位移作为基本未知量的位移法,而广义应变法则以广义应变作为基本未知量。     

用微分法推导拉压静不定变形谐调方程

材料力学中，解决桥架拉压静不定问题时，推导变形谐调方程是其关键，以往都是用图解法近似导出变形谐调方程，本文作者提出用微分法导出普遍适用的变形谐调方程：△ｌ１＋△ｌ２＝２△３ｃｏｓα。     

轴对称矢量喷管有效喉道调节方法

基于三维雷诺平均Navier-Stokes方程对轴对称矢量喷管内流场进行了数值模拟,分析了不同落压比下轴对称矢量喷管有效喉道及流量系数随矢量偏转角的变化规律.研究发现:矢量偏转角超过一定值时,轴对称矢量喷管有效喉道位置发生倾斜,有效喉道面积减小,流量系数降低,矢量偏转角越大落压比越低,流量系数降低幅度越大.根据研究结果提出了一种针对矢量偏转状态的轴对称矢量喷管有效喉道调节方法,方法以落压比和矢量偏转角为输入参数,考虑了轴对称矢量喷管几何喉道面积调节前后流量系数的变化.该调节方法能够为发动机控制系统提供更精准的输入,提高控制精度,矢量偏转前后流量相差不超过0.4%,调节时间缩短至少10%,可为推力矢量发动机工作状态调节提供参考.      

航空薄壁板结构高温声疲劳分析

采用解析方法,分析了薄壁板结构在热载荷与噪声联合作用下的响应特性;依据薄板的大挠度非线性理论,采用以基频响应为主的单自由度模型,推导出了具有温度影响的非线性运动方程,并利用等价线性化方法将该方程线性化,在此基础上得出了应力响应的统计特性。