陈德华
- 作品数：21 被引量：32H指数：4
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室开放基金国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 非圆截面弹体跨声速气动特性研究
- 对正方形截面、菱形截面、不同形状的梯形截面弹体跨声速气动特性进行了试验研究,获得了梯形侧面倾角参数化的试验结果,结果表明梯形侧面倾角对弹体气动特性有显著影响,马赫数对非圆截面弹体升力和阻力特性有明显影响。
- 钱丰学陈德华黄勇郭洪涛畅利侠
- 关键词：风洞试验跨声速气动特性
- 文献传递
- 跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验被引量：3
- 2019年
- 为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性,评估气流偏角-压力系数的非线性关联,在0.6m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性,以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响,最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法,并与经验方法结果进行对比。结果表明,斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性,在负压差范围内,近壁流动仍以出流为主;高亚声速时,空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁;安装模型后,随着升力的增大,升力面对应的孔壁区域流动向入流发展,孔壁流动特性趋于开口边界。
- 刘光远张林陈德华林学东贾智亮
- 关键词：流动特性非线性七孔探针跨声速风洞
- 基于LSTM的超临界机翼抖振边界预测方法
- 2024年
- 超临界机翼的抖振对运输机的安全性和稳定性有着极大的影响,如何高效准确地确定抖振边界一直是备受关注的研究热点。针对CHN-T1型运输机标模,构建了一种基于长短时记忆(long short-term memory, LSTM)神经网络的超临界机翼抖振边界预测框架。根据CHN-T1标模的计算数据,设计了基于LSTM的气动力系数预测模型和抖振起始迎角判定模型,用于准确预测给定马赫数下气动力系数的变化趋势,并且实现了抖振起始迎角的快速判定;通过整合抖振起始迎角数据确定了CHN-T1标模的抖振边界,并用风洞试验数据验证了结果的准确性。研究结果显示,LSTM模型对气动力系数变化趋势有良好的预测能力,其均方根误差维持在2%以内;同时,在抖振起始迎角的判定方面表现出色,抖振边界的误差保持在2%以内。这些结果验证了该方法在抖振边界预测中的可靠性和准确性,为超临界机翼的抖振研究提供了有力支持。
- 王紫浩李滚刘大伟陈德华陈德华
- 关键词：超临界机翼抖振边界
- 大展弦比飞机小翼增升减阻的可行性研究
- 为了进一步改进某大展弦比飞机的升阻特性,提高飞机的航时与航程,以数值模拟方法为手段,分析、验证某大展弦比飞机加装翼梢小翼增升减阻的可行性。
- 刘祥陈德华吴文华
- 关键词：大展弦比数值模拟翼梢小翼
- 文献传递
- 跨声速风洞槽壁干扰评估与修正技术的应用被引量：8
- 2018年
- 目前先进跨声速风洞试验段多采用槽壁形式,而国内对槽壁干扰的认识较少,尚未进行过槽壁干扰的评估和修正工作。本文基于理想槽壁均匀边界条件和经典方法,利用先进构型民机标模对槽壁干扰特性进行了评估和修正,在验证方法准度的基础上,对比分析了国内2.4m跨声速风洞和欧洲跨声速风洞(ETW)槽壁干扰的差异和规律。结果表明,修正后的试验数据与ETW参考数据吻合较好,修正量、干扰因子与ETW评估结果一致。与传统孔壁试验修正方法相比,本文方法原理清晰,计算简便、快速,可方便应用于其他类似槽壁风洞中,可作为壁压信息法的辅助手段以提高国内试验数据质量,并为国内先进跨声速风洞的设计和调试提供借鉴。
- 刘光远魏志彭鑫陈德华贾智亮
- 关键词：洞壁干扰
- 2.4米跨声速风洞支架干扰评估分析
- 利用风洞试验与数值模拟方法,评估分析了2.4米跨声速风洞全模测力试验支架干扰影响,定量给出了常用支架的干扰量与干扰区范围.定性分析了支架干扰的规律与机理,研究结果可以作为大飞机跨声速风洞试验支撑方式的选择依据,并为发展跨...
- 刘光远陈德华王瑞波李为群马上
- 关键词：跨声速风洞试验
- 文献传递
- 2.4m风洞洞壁干扰数值研究
- 本文发展了一种数值方法,用于对高速风洞的透气壁和洞壁干扰进行直接数值模拟,获得不同尺寸的模型对洞壁压力的干扰量,以及洞壁对模型所受气动力的干扰量.并以这两个干扰量来评估洞壁干扰是否过大,以确定试验模型的尺寸是否可以提高....
- 吴文华陈德华尹陆平贺中
- 关键词：洞壁干扰风洞试验无人机
- 文献传递
- 大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验被引量：7
- 2017年
- 基于静气动弹性风洞试验研究了某翼身组合体的跨声速静气动弹性效应。试验结果表明:在设计巡航点,静气动弹性对大展弦比超临界机翼的气动特性影响明显,可使机翼的升力系数降低21%、升阻比增加8%、焦点前移约1%bA;在超过巡航马赫数后,静气动弹性效应使得机翼气动特性有恶化的趋势。跨声速时,马赫数和速压对机翼的静气动弹性效应具有较大影响,且影响规律呈复杂非线性,难以依据现有理论分析准确预计。
- 郭洪涛陈德华陈德华余立祖孝勇
- 关键词：静气动弹性大展弦比机翼跨声速流动风洞试验气动特性
- 飞行控制律对体自由度颤振特性影响试验被引量：1
- 2021年
- 飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大,因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律,综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究,获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性,研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律,简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明:俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势,闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准,采用较小的比例回路增益KP或较大的微分回路增益KD,飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼,提高体自由度颤振速度,反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言,当KP<0.07或KD>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。
- 雷鹏轩余立陈德华吕彬彬
- 关键词：飞翼飞机风洞试验飞行控制律气动伺服弹性
- 大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析被引量：3
- 2019年
- 为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4~0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%~90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。
- 许新许新陈德华陈德华程克明
- 关键词：飞行器设计大展弦比风洞洞壁干扰
