应用统计外推求解近海风机面外叶根部弯矩最大值

根据IEC61400-3要求,为了确立统计外推程序以预测近海风机的长期载荷,选用NREL5MW单桩式近海风机和浮式近海风机进行研究.在风机时域仿真中,对FAST软件进行编译,将塔筒载荷计算程序嵌入FAST,弥补了现有软件的不足.对于仿真得到的短期载荷,分别应用全局最大值法和分块最大值法拟合Gumbel分布来预测面外叶根部弯矩的最大值,并进行对比.根据对比结果,进一步提出了分块最大值法的最优分块数,并通过最大门槛值法进行验证,从而为近海风机的极限载荷计算提供参考.

边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力风洞实验研究

对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围：10°-40°，风速：50m／s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力，并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。实验同时测量了垂尾根部应变、翼尖前缘及后缘的加速度响应。实验结果表明，通过不同测量方法得出的垂尾抖振响应规律一致，得到的垂尾抖振起始迎角相同，这表明垂尾的抖振响应是由边条涡破裂流作用在垂尾表面的脉动载荷引起的；随迎角增大，边条涡破裂流的能量不断增加，且越来越集中于低频范围，但当迎角过大时，边条涡的破裂点远离垂尾，破裂涡的能量耗散很大，从而作用在垂尾表面的脉动载荷减弱。

边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°-40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明：该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。

边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究

对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。

多目标风力发电机叶片外形参数优化设计

针对风力发电机叶片外形设计问题,文中提出了一种用于优化风力发电机叶片的优化工具包CoBOLDT(计算叶片优化和载荷缩小工具)。该优化工具包利用多目标禁忌搜索算法(Multiple Objective Tabu Search,MOTS)来控制样条函数参数化模块,采用快速几何形状生成和固定叶片元件动量(Blade Element Momentum,BEM)代码来优化初始的风力发电机叶片设计。研究中所采用的目标函数是在固定风速为50m/s条件下的年能量生产量(AEP)和叶片根部弯矩(MY0)。文中使用9个变量来定义叶片弦(4个变量)、叶片扭曲(4个变量)和叶片半径(1个变量);在整个优化过程中,定义了诸多二元约束以限制噪声的产生,从而允许在陆地上运输以及在发电机运行的所有阶段期间控制空气动力学条件。测试结果表明,MOTS能够快速和有效地找到优化的设计;优化的叶片设计可以使初始叶片的AEP提高5%,并具有相同的叶片根部弯矩,或者在初始AEP下将MY0降低7.5%。此外,文中还允许通过在每个叶片函数中引入更多参数来增加设计的灵活性。

箱梁翼缘板的合理设计分析

通过对全箱梁模型和悬臂板模型进行分析,得出了当荷载作用在箱梁自由端附近时翼缘板的根部弯矩,以及翼缘板根部弯矩集中的范围,对箱梁的设计配筋具有指导作用。

对杆塔类建筑下桩基础设计方法的探究

我国是工业大国、人口大国,随着我国经济的快速发展,对电力、通信等的需求越来越大,随之而来需要建造越来越多的的送电线路上的杆塔、通信杆塔等杆塔类建筑。这类建筑的特点是自重较轻,但所受的风力很大,其中送电杆塔受电线拉力也较大,且高度很大,造成杆塔根部所受的轴力、剪力不大,而弯矩很大。当采用传统单桩基础进行设计时计算离散性很大、经验性很强,而计算理论虽然成立,但力学参数、查计算用表时参数取值等因设计人员不同而离散性很大,导致计算结果离散性大。这就对新的设计方法提出了要求,比如笔者下面推荐的采用多根小直径桩基础,可以很好的解决这个问题,可操作性强。下面就两种不同的设计进行类比,供大家参考。

大展弦比机翼气动载荷展向分布研究

机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

大展弦比机翼气动载荷展向分布研究

机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

斜交混凝土箱梁悬臂板受力研究

大悬臂板结构越来越多地应用于斜交桥梁设计中,但迄今为止相关人员对于斜交悬臂板的研究还很不充分,现存的规范和公式对于其计算都存在一定的缺陷,若设计不当,会造成斜板开裂等工程事故。因此基于有限元分析,利用MIDAS FEA三维有限元程序建立不同斜交角度、不同悬臂坡度、不同长度的悬臂板单元模型,首先分析了现存计算方法的不足,然后分析斜交角度、悬臂坡度和长度等参数对混凝土箱梁跨中和支点悬臂板根部最大弯矩的影响规律,进而由最大弯矩值得岀跨中悬臂板有效分布宽度。在此基础上,应用Matlab软件对得到的数据进行了空间曲面拟合,得出跨中悬臂板有效分布宽度的实用计算公式,可为今后的设计提供参考。

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。