1520mm2大截面两分裂新月形覆冰导线空气动力特性试验研究

通过风洞试验的方法研究了1 520 mm~2大截面两分裂覆冰导线各子导线的静态气动三分力系数随不同分裂间距、不同覆冰厚度、不同风速及攻角下的变化规律。试验模型采用实际导线加工而成,具有实际导线的粗糙表明。试验结果表明:在攻角为0°~20°范围内,受尾流干扰的影响,下风向导线的CD系数要小于上风向子导线的CD系数。总体而言,试验范围内分裂间距对覆冰导线的气动力影响不明显;在重覆冰情况下导线的升力CL曲线和力矩CM曲线在攻角为0°~30°范围内会形成一种"突峰"现象;下游子导线在重覆冰情况下的抗风安全性问题值得关注;风速对大截面覆冰导线的力矩CM系数有较明显的影响。     

覆冰四分裂导线的气动特性与舞动特性

针对覆冰四分裂导线气动特性、舞动特性研究的缺乏,进行了覆冰四分裂导线风洞试验,并系统地研究了覆冰四分裂导线的舞动特性。首先进行了覆冰四分裂导线风洞试验,得到了覆冰四分裂导线的气动力系数,接着采用等效替代法得到了覆冰四分裂导线中心轴处的等效气动力系数,再结合Den-Hartog横向驰振机理分析了覆冰四分裂导线等效气动力系数的稳定区。基于Hamilton原理,推导了二自由度覆冰导线的舞动方程,并求得了气动力系数的三次拟合曲线一般表达式。根据风洞试验得到的气动力系数,系统地研究了覆冰四分裂导线的舞动特性。结果表明:由于尾流效应的存在,相同材料的子导线的气动力系数却存在明显的差异,因此考虑覆冰四分裂导线中某一根子导线的舞动特性并不能反映覆冰四分裂导线整体的舞动特性;覆冰四分裂导线开始振动时主要以z轴方向的位移为主,随后y轴方向的位移慢慢增加,振动稳定后y轴方向的位移远大于z轴方向的位移,点的运动轨迹近视为椭圆。研究结果有助于防舞、抑舞技术的开发。     

特高压新月型覆冰导线气动力特性研究

针对特高压多分裂输电导线的概况,通过风洞试验和FLUENT流体动力学软件,分析了八分裂新月型覆冰导线各子导线在不同风攻角、风速下气动力特性的变化规律,并将模拟结果与风洞实验数据进行了对比分析。同时探讨了阻力系数和升力系数变化规律的内在原因。风洞试验和数值模拟结果都表明风攻角对八分裂覆冰导线子导线气动力特性影响明显,风速对阻力系数的影响较大,对升力系数的影响却并不明显。数值模拟与风洞试验得到的气动力系数基本一致。     

多分裂导线风压阻力系数分析

通过风洞试验测试获得在不同风速和风攻角下四分裂导线的风压阻力系数,同时采用数值模拟方法计算得到与试验模型对应的导线阻力系数,试验和数值结果较吻合.进而利用数值方法对八分裂和六分裂导线的绕流问题进行模拟,得到不同风速和风攻角下分裂导线的阻力系数.与我国现行标准和IEC标准中导线风荷载计算方法进行比较,表明在计算多分裂导线的风压时,其阻力系数按国内现行标准取值可能偏大而过于保守,有必要进一步通过理论和风洞试验研究后进行调整.     

两种典型覆冰导线气动力特性及稳定性分析

通过节段模型高频天平测力风洞试验,计算了准椭圆形和扇形两种代表性覆冰导线的气动力系数均值、均方根值.基于准定常假设对试验模型的单自由度驰振可能性进行了分析.所得结果为研究类似截面形状覆冰导线的气动特性提供了参考,为进一步计算覆冰导线响应提供了基础数据.     

覆冰输电线路分裂导线舞动的建模与数值模拟

针对以往在覆冰分裂导线舞动的理论模型中缺少对分裂导线扭转刚度进行分析的问题,提出了一种改进的舞动分析模型.将分裂导线等效为单导线,在现有的对单导线舞动建模研究的基础上,采用假设模态法,利用Hamilton变分原理建立了覆冰导线在垂直、水平和扭转方向的动力学模型.考虑到分裂导线和单导线在扭转刚度上的不同,引入了一种分裂导线扭转刚度的计算方法,推导出分裂导线固有频率的计算公式,并将它们应用到所建模型中,使模型能够分析覆冰分裂导线的舞动,用经典Runge-Kutta法对模型进行求解,从而实现了对覆冰分裂导线的数值模拟.以中山口大跨越分裂导线舞动作为实例,由所建立的模型得到的数值模拟结果与实际观测值基本一致,从而验证了模型和数值模拟方法的准确性.     

覆冰导线绕流的数值模拟

利用采用高阶有限差分的迎风格式,从探讨网格模型与计算结果之间的关系入手,通过数值计算模拟了新月形冰型的覆冰导线模型在不同攻角下的阻力系数、升力系数以及斯特鲁哈尔系数的变化规律,并与高雷诺数试验结果进行了对照分析。在一定程度上,数值结果反映了新月形冰型的覆冰导线模型气动力特性。     

运输机升阻特性仿真与风洞试验相关性方法

以M3飞机配装某型发动机三维模型为研究对象,采用CFD方法对整机流场进行数值计算。对于带动力短舱模型,利用分区拼接网格技术对发动机内流场和飞机外流场进行网格划分和拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,基于S-A湍流模型,开展了不同发动机状态、马赫数及攻角的仿真计算。以FNPR=1.61时,试验获得的升阻系数作为基准,在不同攻角下,获得CFD计算结果的修正因子,结果表明：修正后的数值计算结果与风洞试验获取的升力特性曲线,贴合程度好,在攻角小于14°内误差小于3%;修正后的阻力特性曲线整体趋势与风洞试验一致,误差小于10%,阻力系数都是随攻角的增大而增大,且在攻角大于10°后快速增大。     

多尺度法与平均法对新月形覆冰导线舞动特性的影响

为研究多尺度法与平均法对新月形覆冰导线舞动特性的影响,首先进行了覆冰单导线风洞试验,得到了覆冰单导线的气动力系数,接着建立了单档覆冰导线数学模型,推导了覆冰导线的舞动方程,再结合风洞试验所得的气动系数研究了覆冰导线的舞动特性。应用多尺度法研究导线的舞动特性,接着再应用平均法研究导线的舞动特性,最后对比两种定量分析方法对导线舞动特性的影响。结果表明：多尺度法与平均法所得的位移时程曲线基本吻合,相平面图基本重合;多尺度法计算过程繁杂,平均法计算过程简单。可见对于单自由度覆冰导线的舞动特性研究平均法应首选。     

特大覆冰导线气动力特性测试

针对驰振发生时的特大厚度覆冰进行覆冰导线模型的风洞测试,试验结果表明,两种特大厚度冰型的覆冰导线在10－18m/s风速下的气动力曲线相似,双导线试验有尾流影响时的下风导线气动力幅度显著低于单导线的情形,试验冰型兼有扇形和新月形冰型的气动力负阻尼特点,有可能在扇形和新月形两类冰型的气动分析基础上进行一般覆冰导线防驰振技术的研究。     

准椭圆形覆冰导线气动力特性试验研究

通过刚性节段模型高频天平测力风洞试验,对圆形截面、裸导线截面及6种不同类型的准椭圆形覆冰导线气动力特性进行了研究,讨论了紊流度、风向角、覆冰饱满度、覆冰厚度等因素对导线气动力特性的影响以及准椭圆覆冰导线驰振稳定性的一般规律.结果表明,紊流度的增加使得模型力系数绝对值在一定范围内变小;覆冰形状和风向对导线气动力特性有很大影响;准椭圆形覆冰导线一定风向角范围内存在驰振可能.试验得到的数据和结论可以为这类覆冰导线的风致响应计算及破坏机制的分析提供基础数据.     

格栅尾翼(舵)外形参数对气动特性的影响

为研究格栅尾翼/舵主要几何参数--格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对其气动特性的影响,在翼高、翼宽、弦长一定的条件下,设计了一组具有不同格数、格壁厚度和格壁前缘倒角的格栅尾翼模型,进行了风洞测力实验,得到了格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对气动特性影响的基本规律.基于对实验结果的分析,提出了适于滑翔增程制导武器采用的格栅尾翼气动外形参数的选择方法及对结构设计和材料的要求.     

低阻附件对某低风阻车型气动影响研究

以某低风阻电动汽车为研究对象,分别对有无前轮扰流板、后轮侧板及后轮导流罩展开数值研究,通过对比不同工况气动力、表面压力、流场计算结果,评估了3种低阻附件对低风阻车型气动特性的影响。研究表明：相较于基础工况,仅去掉前轮扰流板、后轮侧板、后轮导流罩以及同时去掉后轮侧板及导流罩时,该车总风阻力分别增大3.0%、6.5%、-1.8%、1.2%;低阻车总风阻力变化的主要贡献来自于前后轮区域、车底和背部;低阻附件主要通过改变车轮区域的流场间接影响车底阻塞度,进而改变车轮-车身空气动力学的相互作用,从而给低阻车整车气动特性带来影响。     

涵道共轴双旋翼前飞气动特性与试验优选设计

采用Fluent软件对涵道共轴双旋翼的前飞气动特性进行数值模拟研究,分别得出涵道双旋翼的升力、阻力和俯仰力矩随涵道前倾角、上下旋翼相对间距和来流速度的变化曲线. 针对影响涵道共轴双旋翼升力的3个主要因素及其常用取值范围,采用正交试验法,以涵道前倾角α、上下旋翼间距H和来流速度v为试验因素,总升力F_L为试验指标,设计25组试验,利用极差分析法对试验结果进行计算. 结果表明:上述因素在取值范围内的变化对涵道共轴双旋翼总升力的影响程度的主次顺序为:上下旋翼间距,涵道前倾角,来流速度. 最后,根据试验结果选定最优方案.      

炮射导弹气动特性风洞实验研究

用风洞实验方法研究炮射导弹的气动特性. 采用模块化方法设计了一组炮射导弹风洞实验模型,进行了6分量测力实验,实验马赫数范围为Ma=0.8~1.2,攻角范围为α=0°~12°,俯仰控制舵偏角为δ_z=0°~15°. 通过风洞实验,得到了炮射导弹的气动参数及其变化规律,研究结果为炮射导弹外形优化设计提供依据.     

多片尾翼布局弹箭气动特性数值计算

用数值模拟方法研究多片尾翼布局弹箭的气动特性．以三维Navier—Stokes方程为控制方程，用CFD方法对4片、6片与8片平直形尾翼和卷弧形尾翼弹箭的流场进行数值模拟研究，得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合，为多片尾翼布局弹箭的气动设计及尾翼片数的合理选择提供了依据。     

钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响

定义了描述钻石背弹翼平面形状的2个几何参数,采用模块化方法设计了一组风洞实验模型,进行了风洞测力实验,研究了前、后翼条高度差及其间距对钻石背弹翼气动特性的影响.实验结果表明,前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼的升力、升阻比比前翼条低后翼条高配置的钻石背弹翼的升力、升阻比大;前后翼条间距对钻石背弹翼气动特性的影响较小.