师建元
- 作品数：9 被引量：34H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更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程更多>>
- 一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用
- 本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正...
- 陈德华许新刘大伟尹陆平彭超师建元饶正周李强史晓军
- 文献传递
- 火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术被引量：2
- 2019年
- 为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4~0.8、迎角范围0°~25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明:火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4~0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平迎角。
- 杨贤文郝东易国庆师建元郭鹏
- 关键词：降落伞高速风洞测力火星探测
- 2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究被引量：10
- 2009年
- 针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建立了大型跨声速风洞模型设计新准则。研究结果表明:所提出和制定的方案是科学合理的,为我国大飞机研制提供了可靠的技术支撑。
- 陈德华尹陆平吴文华李建强师建元彭云
- 关键词：跨声速风洞飞机天平
- 2.4m风洞双自由度模型支撑机构电液伺服系统研制被引量：5
- 2012年
- 该文介绍了基于电液伺服驱动的双自由度尾撑机构控制系统,详细阐述了该电液伺服系统的控制对象、液压原理、控制方案、控制策略及软件实现。经试验证明,该系统具有运行平稳、安全可靠、定位精度高的优点。
- 郁文山饶正周杜宁师建元
- 关键词：风洞电液伺服PLC
- 2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究被引量：5
- 2016年
- 为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统。主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分。系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量。在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比。以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比。研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005。
- 刘大伟陈德华尹陆平李强师建元彭超
- 关键词：风洞试验
- 2.4m跨声速风洞多功能支撑系统试验技术研究被引量：4
- 2013年
- 针对型号研制的风洞试验需求,在2.4m跨声速风洞中开展了多功能支撑系统试验技术研究,研制了一套多功能支撑系统。该支撑系统既可实现定侧滑角连续变迎角的试验方式,又可实现定迎角连续变侧滑角的试验方式。在0.6m跨声速风洞开展了引导性试验研究,并在2.4m跨声速风洞中对该支撑系统与传统的支撑方式进行了风洞试验对比。结果表明,多功能支撑与传统支撑方式的风洞试验数据相关性良好,表明该支撑装置的研制是成功的,可应用于型号试验。
- 陈德华刘大伟尹陆平师建元彭超饶正周
- 关键词：跨声速风洞
- 2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测被引量：13
- 2013年
- 介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果。结果表明:该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30～1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验。槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用。
- 陈德华王瑞波刘光远师建元尹陆平
- 关键词：风洞流场校测
- 阻力伞及气囊气动特性风洞试验技术研究被引量：3
- 2007年
- 对阻力伞、气囊等柔性减速器进行了风洞试验研究。采用高速摄像清晰地记录了阻力伞在M=1.0条件下的开伞过程、气囊在M=6.0条件下充气过程的外形变化,准确地测得了气囊在M=6.0条件下充气过程的阻力时间历程,且气囊充气过程外形变化的时间历程与阻力时间历程相符。此外,对阻力伞高速风洞试验的堵塞度影响进行了研究。结果表明,通过研究,为柔性减速器的气动特性测试建立了新的试验技术。
- 杨贤文廖翼兵张德宇刘伟师建元白本奇
- 关键词：降落伞气囊风洞试验
- 一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用
- 本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正...
- 陈德华许新刘大伟尹陆平彭超师建元饶正周李强史晓军
