唐建平
- 作品数：12 被引量：11H指数：2
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术文化科学更多>>
- FL-12风洞突风试验装置研制被引量：8
- 2012年
- 论述了在FL-12风洞研制的垂直和水平两种突风发生器,两者都是通过电机驱动凸轮、凸轮带动连杆使叶片摆动,改变电机的转速和凸轮的偏心距来产生叶片不同的频率和振幅,同时还介绍了两种突风发生器的优缺点、安装方法以及减振隔振措施。通过突风流场的测量,得出:突风区域内左右和上下位置突风流场变化较小,前后位置突风流场变化规律为离叶片越近,正弦规律越明显,突风流场越纯正;离叶片越远,正弦风速受干扰越大,突风流场越不纯正;正弦突风流场的风速幅值与来流风速、叶片个数、叶片摆动频率和测点距叶片的风洞轴向距离有关,并且都是正相关的关系。最后简要介绍了突风响应及减缓两期试验,试验结果表明:突风发生器能产生均匀的垂直和水平突风流场,突风频率和强度均可满足弹性模型突风试验要求,FL-12风洞具备了突风响应试验研究技术。
- 梁鉴唐建平杨远志阳孟王政
- 关键词：风洞突风响应流场测量模型试验
- 低速全模颤振试验悬挂支撑系统被引量：2
- 2014年
- 为适应日益增多的低速风洞全模颤振试验的需要,发展颤振试验技术,在气动中心低速所3.2m风洞建立了一套通用的悬挂支撑系统。该悬挂系统分为垂直和水平两部分,水平悬挂系统由水平钢索装置和张紧机构组成。系统可提供模型沉浮、俯仰、横侧向、偏航和滚转5个方向的自由度;可单独改变模型某一方向的自由度而不影响其它方向的自由度;可确保模型上下、左右、前后位置都处于试验段正中心;可方便地调整模型的迎角和滚转角。对采用该悬挂系统的颤振模型,文中提供了技术要求和参数选择方法。采用同一颤振模型在3.2m风洞与TsAGI的T-103风洞进行了对比试验,得到的颤振临界速度、频率基本一致,证明该套悬挂系统设计合理,可以应用于低速全模颤振试验。
- 唐建平杨远志梁鉴
- 关键词：低速风洞颤振试验
- 弹性模型正弦阵风响应的试验研究
- 为填补国内低速风洞阵风响应试验能力的空白，探索阵风扰动试验技术，低速所于2008年初为4m×3m风洞设计研制了一套阵风发生器并与第一飞机设计研究院合作进行了一项阵风响应研究试验。试验结果表明：该套阵风发生器能产生均匀正弦...
- 唐建平阳孟杨远志梁鉴李萍
- 关键词：低速风洞
- 文献传递
- 小阻尼模态颤振临界风速的简明判定方法
- 2023年
- 在低速颤振试验中,小阻尼型颤振模型发生等幅振动的起始风速通常较低,也没有明显的颤振发散现象,采用目测或基于常规模态参数识别的“阻尼法”判定颤振临界风速具有一定的不确定性。针对此问题,根据小阻尼模态颤振试验与抖振试验具有相似的振动现象,提出一种与确定抖振边界类似的“振幅拐点法”来判定颤振临界风速。该方法以振动幅值的均方根值为基础,绘制归一化振动均方根值随风速的变化曲线,以曲线首个拐点对应的风速值为颤振临界风速。将该方法应用于某小阻尼模态颤振试验的发动机挂架变参数据处理,并将处理结果与数值计算结果、阻尼法处理的试验结果进行了对比,结果表明:振幅拐点法与数值计算、阻尼法处理得到的结果规律一致,振幅拐点法得到的结果更接近计算结果,具有简明可靠、稳定性好、适用性强的特点。
- 唐建平何俊王学黄霞徐彬彬金玲
- 关键词：颤振临界风速归一化
- 一种控制矩形射流扩张角的方法
- 本发明提供一种控制矩形射流扩张角的方法，包括：在矩形射流的喷口上安装若干涡流发生器；通过改变所述涡流发生器的安装位置来减小或增大扩张角。本发明根据使用需求，既可以减小矩形射流扩张角，又可以增大矩形射流扩张角。
- 金玲邓小兵章荣平张海酉曾维平田昊黄霞吴金华唐建平
- 战斗机推进系统模拟试验技术研究
- 本文研究了能够模拟发动机进排气对战斗机气动力影响的风洞试验技术,研制了引射式发动机模拟器以及其校准装置,发展了飞机进气/喷流风洞试验方法。为了验证该项试验技术,研制了简化的战斗机模型, 该模型的试验结果表明：该项试验技术...
- 王勋年巫朝君李真旭唐建平
- 关键词：战斗机发动机模拟器
- 文献传递
- 管道对进气道动态总压测量影响修正方法被引量：1
- 2022年
- 进气道实验需要测量进气道出口截面的动态总压,当动态压力传感器与测点之间存在管道时,动态总压测量值与真值之间存在较大误差,进而会影响进气道出口截面湍流度的测量精度。通过在中国空气动力研究与发展中心涡轮动力模拟器校准箱的实验,系统地研究了管道对动态总压和湍流度测量的影响。实验结果表明:管道对动态总压和湍流度测量的影响非常严重,动态总压脉动量频域值可被放大10倍以上,湍流度可以放大2.8倍以上。基于修正耗散模型,通过实验结果对修正耗散模型进行了标定,并提出了动态总压管道影响修正方法,修正方法能够有效减小管道所引起的测量误差。
- 徐彬彬王学巫朝君朱任宇曾维平唐建平
- 关键词：风洞实验湍流度
- 战斗机推进系统模拟试验技术研究
- 2006年
- 本文介绍了模拟发动机进排气对战斗机气动力影响的风洞试验技术、引射式发动机模拟器和校准装置以及飞机进气／喷流风洞试验方法。为了验证该项试验技术，研制了简化的战斗机模型，该模型的试验结果表明：该项试验技术可以较真实地模拟战斗机推进系统的进排气情况，进气流量可模拟到90％以上，喷流的最高落压比可达到3．75。该项试验技术为进一步开展进气／喷流对飞机的外流和内流影响研究提供了技术支持。
- 王勋年巫朝君李真旭唐建平
- 关键词：战斗机航空发动机航空模拟器风洞试验
- 一种控制矩形射流扩张角的方法
- 本发明提供一种控制矩形射流扩张角的方法，包括：在矩形射流的喷口上安装若干涡流发生器；通过改变所述涡流发生器的安装位置来减小或增大扩张角。本发明根据使用需求，既可以减小矩形射流扩张角，又可以增大矩形射流扩张角。
- 金玲邓小兵章荣平张海酉曾维平田昊黄霞吴金华唐建平
- 一种两自由度全机模型阵风试验支撑装置研制
- 2021年
- 全机模型风洞阵风试验不仅要求模拟飞机弹性模态,还要求模拟飞机刚体运动模态。国内现有的气弹试验钢索悬挂支撑方式和侧壁支撑方式不能满足全机模型阵风试验支撑需求。为此,在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所8 m×6 m风洞中研制了一套两自由度支撑装置。该装置可提供模型沉浮和俯仰方向较大的运动自由度,以模拟飞机刚体运动模态。装置主体采用“双滑轨+钢梁”结构形式,支撑结构左右对称;沉浮运动范围达到2.8 m,沉浮运动摩擦系数达到0.006;俯仰运动范围达到±10°;安装50 kg模型后,支撑频率不低于12 Hz;对风洞试验段的结构改动可以忽略。通过结构和材料优化措施,使得滑动小车质量控制在6 kg以内。利用该装置成功完成了一期全机模型两自由度阵风载荷减缓试验,验证了该装置的实用效果。
- 唐建平吴福章蒲利东曾宪昂张海酉张磊
- 关键词：两自由度
