检索结果-南通市图书馆

用于预腐蚀航空铝合金材料疲劳寿命分析的腐蚀当量裂纹的抛物线模型

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航空学报 2018年第2期39卷 146-156页

作者：邓景辉陈平剑付裕中国直升机设计研究所结构强度研究室景德镇333000

为了节省直升机材料研制费用并缩短研发周期,本文试图以理论模拟方法代替腐蚀疲劳试验。试验测定了2种航空铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能,根据试验观测现象和断口扫描电子显微镜(SEM)分析结果,建立了新的腐蚀凹坑当量裂纹的... 详细信息

为了节省直升机材料研制费用并缩短研发周期,本文试图以理论模拟方法代替腐蚀疲劳试验。试验测定了2种航空铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能,根据试验观测现象和断口扫描电子显微镜(SEM)分析结果,建立了新的腐蚀凹坑当量裂纹的抛物线模型,并基于线弹性断裂力学方法推导了预腐蚀铝合金表面腐蚀凹坑当量裂纹的应力强度因子新公式,发展了疲劳载荷作用下航空铝合金材料的预腐蚀疲劳寿命估算方法。最后,采用本文的模型和算法对2种铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能进行了模拟,发现本文所提新模型和算法的模拟结果与试验数据吻合良好,预测得到的预腐蚀铝合金疲劳性能比传统的半椭圆模型和半圆模型具有更高的预测精度。

关键词：铝合金腐蚀疲劳扫描电子显微镜(SEM) 腐蚀凹坑当量裂纹

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基于CFD的直升机旋翼噪声计算

空气动力学学报 2009年第3期27卷 314-319页

作者：段广战陈平剑中国直升机研究所江西景德镇333001

应用CFD技术和气动声学的时域理论,研究直升机旋翼悬停流场及气动噪声。噪声计算以旋翼流动解为基础,采用了气动声学时域理论,文中对该理论进行了推导和说明,并给出了旋翼旋转噪声的预测算例。

关键词：直升机旋翼计算流体力学气动噪声

基于欧拉方法的旋翼翼型结冰数值模拟及参数影响

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南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 375-380页

作者：张威林永峰陈平剑中国直升机设计研究所总体气动室景德镇333001 中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室景德镇333001 中国直升机设计研究所技术发展部景德镇333001

从研究二维翼型结冰问题入手,基于水滴流场的概念,采用基于气液两相流的欧拉方法求解水滴流场,得到水滴收集特性,再结合热力学模型数值模拟旋翼翼型结冰过程。通过计算结果和冰风洞试验数据的比较,验证了该方法正确有效。同时研究了气... 详细信息

从研究二维翼型结冰问题入手,基于水滴流场的概念,采用基于气液两相流的欧拉方法求解水滴流场,得到水滴收集特性,再结合热力学模型数值模拟旋翼翼型结冰过程。通过计算结果和冰风洞试验数据的比较,验证了该方法正确有效。同时研究了气象参数对结冰的影响。基于本文建立的方法,计算分析了飞行速度、平均水滴直径、水滴浓度、温度等不同参数对水滴收集效率、冰型、结冰量、结冰范围的影响,深入地探讨了翼型结冰机理和结冰形成条件,得出气象参数影响特征。

关键词：欧拉方法结冰水滴收集冰型参数影响

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直升机旋翼载荷飞行测试结果的分析与应用

南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 419-422页

作者：习娟吴裕平陈平剑中国直升机设计研究所总体气动室景德镇333001

针对直升机试飞实测数据量庞大的问题,采用了内存映像方法,大大提高了数据读取速度,比常用的I/O方法快几十倍甚至几百倍。同时针对直升机机动状态试飞数据周期性不是很强这一特点,提出了新的数据处理方法,并与传统方法进行了比较,结果... 详细信息

针对直升机试飞实测数据量庞大的问题,采用了内存映像方法,大大提高了数据读取速度,比常用的I/O方法快几十倍甚至几百倍。同时针对直升机机动状态试飞数据周期性不是很强这一特点,提出了新的数据处理方法,并与传统方法进行了比较,结果显示了新方法的优越性。文章详细论述了旋翼载荷的测试情况、数据处理方法、旋翼载荷的理论计算方法、载荷的理论计算结果与试飞实测的对比分析,得出了相关状态的修正系数,并进一步应用于同类状态的计算载荷处理上。

关键词：旋翼载荷飞行实测理论计算应用

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涵道尾桨噪声辐射特性研究

南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 341-345页

作者：仲唯贵陈平剑林永峰中国直升机设计研究所总体气动室景德镇333001 中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室景德镇333001

通过理论和试验对涵道尾桨噪声辐射特性进行了研究。建立了涵道尾桨气动噪声的频域分析方法,采用面元-涡流理论计算涵道尾桨的气动载荷,采用Farassat 1A公式计算尾桨的自由声场噪声,涵道的声学散射效应通过频域的边界元法进行计算。通... 详细信息

通过理论和试验对涵道尾桨噪声辐射特性进行了研究。建立了涵道尾桨气动噪声的频域分析方法,采用面元-涡流理论计算涵道尾桨的气动载荷,采用Farassat 1A公式计算尾桨的自由声场噪声,涵道的声学散射效应通过频域的边界元法进行计算。通过对试验结果的分析研究了涵道尾桨噪声的辐射特性,并且利用试验结果对理论分析方法进行了验证。

关键词：涵道尾桨噪声边界元法

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GMRES算法在悬停旋翼数值模拟中的应用

空气动力学学报 2012年第4期30卷 471-476页

作者：罗东明陈平剑吴希明南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室江苏南京210016 中国直升机设计研究所江西景德镇333001

发展了一种基于广义极小残差(GMRES)算法的悬停旋翼数值模拟方法,并对GMRES算法中矩阵与向量乘积的两种计算方法进行了分析和讨论。应用该方法在旋转坐标系中采用非结构混合网格和格点格式有限体积法对以绝对速度为变量的欧拉方程进行... 详细信息

发展了一种基于广义极小残差(GMRES)算法的悬停旋翼数值模拟方法,并对GMRES算法中矩阵与向量乘积的两种计算方法进行了分析和讨论。应用该方法在旋转坐标系中采用非结构混合网格和格点格式有限体积法对以绝对速度为变量的欧拉方程进行了直接求解,其中对流项的离散应用了基于Roe的Riemann近似解的迎风格式。对Caradonna-Tung旋翼跨声速悬停流场进行了数值模拟,计算结果与相关实验数据吻合较好,并与LU-SGS方法进行了对比,表明GMRES算法可以有效地加速流场的收敛,提高计算效率。

关键词：广义极小残差算法悬停旋翼 Euler方程

用于旋翼气动特性计算的一种时间推进自由涡新方法

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空气动力学学报 2009年第6期27卷 625-631页

作者：吴希明李春华陈平剑中国直升机设计研究所江西景德镇333001

建立了一个新的用于旋翼尾迹和诱导速度分析的时间推进自由涡计算方法。在该方法中,推导了一个新的二步二阶预测-校正差分算法——"D2PC"算法,并对采用该算法离散表示的涡线主控方程进行修正,以提高尾迹的求解精度;基于Vatistas公式给... 详细信息

建立了一个新的用于旋翼尾迹和诱导速度分析的时间推进自由涡计算方法。在该方法中,推导了一个新的二步二阶预测-校正差分算法——"D2PC"算法,并对采用该算法离散表示的涡线主控方程进行修正,以提高尾迹的求解精度;基于Vatistas公式给出涡核模型,并考虑了实际的耗散影响;采用更适合于旋翼气动特性计算的简化升力面桨叶气动模型;同时在自由涡方法中结合了挥舞动力学模型和旋翼配平模型。通过计算的旋翼尾迹几何形状和下洗速度与实验值的对比,验证了本文建立的自由涡方法的有效性。然后利用该方法,计算和分析了在悬停和前飞状态旋翼的尾迹几何形状和下洗诱导速度。

关键词：旋翼尾迹诱导速度自由涡

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基于非光滑表面的直升机尾舱门减阻技术

南京航空航天大学学报 2020年第2期52卷 240-246页

作者：王之良陈平剑胡偶中国直升机设计研究所景德镇333001

为了研究凹坑形非光滑表面的减阻效果与流动控制机理,将半球形凹坑单元布置在直升机尾舱门外表面。采用基于k-ω剪切应力输运模型(k-ω shear-stress-transport,k-ω SST)的计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对比分... 详细信息

为了研究凹坑形非光滑表面的减阻效果与流动控制机理,将半球形凹坑单元布置在直升机尾舱门外表面。采用基于k-ω剪切应力输运模型(k-ω shear-stress-transport,k-ω SST)的计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对比分析了非光滑表面机身和光滑表面机身的阻力特性、后体局部流场和表面压力分布。根据凹坑单元内局部流场和压力分布的分析结果,得到了凹坑形非光滑表面的减阻机理:凹坑单元内形成的低速漩涡,能够延缓机身后体流动分离;半球形的凹坑造型和基本恒定的压力分布,可减小对阻力直接做出贡献的低压区面积,两者的共同作用降低了直升机阻力。

关键词：流动控制减阻凹坑非光滑表面直升机

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直升机气动噪声研究进展

实验流体力学 2015年第3期29卷 18-24页

作者：陈平剑仲唯贵段广战中国直升机设计研究所江西景德镇333000

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标... 详细信息

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。

关键词：直升机旋翼噪声气动噪声声学试验噪声控制