低雷诺数下小型无人机翼型气动特性分析

以小型无人机翼型研究为背景,利用基于线性稳定性理论的eN方法对对小型无人机常用的翼型CLARKY在雷诺数Re=1.0×10~5、5×10~5、1.0×10~6,迎角由-5°~20°时的气动性能进行了计算和对比分析。随着雷诺数的增大,翼型上表面的转捩位置不断向前缘移动,气流分离则由完全分离逐渐转变为层流分离泡结构,使得翼型的最大升力系数和临界迎角增大,阻力减小,最大升阻比显著增大,有利迎角逐渐减小,翼型CLARKY的气动特性逐渐得到改善。     

80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所Ф3．2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0．49～1．3（×10°）,迎角为0°～60°。研究结果表明：不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°～37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完伞消失,前缘涡完伞破裂。     

大湍流度对超低雷诺数下翼型受力及绕流的影响

实验测量了超低雷诺数(Re=5 300)下 NACA 0012翼型在自由来流下的升力系数和阻力系数,重点研究来流的湍流度对升力系数和阻力系数的影响,并进一步通过对翼犁流场的研究揭示湍流度对翼型受力产生影响的机理.结果显示,低湍流度下升力系数和阻力系数均无失速特征;当湍流度提高,升力系数和阻力系数在12°～15°迎角下表...     

低雷诺数仿生分离流翼型气动特性初探

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分离流动,随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区,从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板,仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高,迎角为4°时提高了112%。此外,仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内（4°~20°）保持高升力,但是迎角增加,阻力也快速增大,因此小迎角情况下（小于4°）气动效率更优。      

机翼动态气动特性实验研究

介绍了动态特性风洞实验的技术方案、测试系统和测试软件。对前缘后掠６０°的三角翼在迎角０°～９０°范围内快速上仰时的升力进行了测量。结果表明：机翼快速上仰时,随上仰速率增大最大升力系数增高,即动态升力效应更明显;失速迎角也增大。此外,给出了简缩频率、平均迎角、振荡振幅以及俯仰轴位置等对振荡机翼产生的非定常瞬时力的影响     

高超声速锥导乘波体非设计点性能研究

对设计马赫数6的锥导乘波体在马赫数4～7、迎角-6°～+6°的三维流场进行了数值模拟.研究表明:粘性对阻力系数的影响较大;非设计马赫数时,锥导乘波体的升阻比没有明显减小;升力系数与迎角呈线性关系,随着迎角增大而增大;升阻比在+2°迎角下达到最大.     

某型联翼布局无人机的气动计算与分析

与常规布局飞机相比,联翼布局飞机具有结构重量轻、抗弯扭强度大、诱导阻力低、升力系数大和稳定性好等优点。介绍一种高效的数值模拟方法,完成对某型联翼布局无人机气动特性的初步计算与分析。基于商业软件ANSYS,整个研究过程着重于从网格建模、全机流场模拟、气动模拟数据分析三个方面,探索该型无人机纵向、横向和航向的气动特性以及主操纵面的操纵效率,实现对该型无人机稳定性和操纵性能的表征与评估。结果表明:无人机升降舵偏角的变化不影响无人机的握杆静稳定度,并且在0°~25°的升降舵偏角(下偏)范围内,升降舵偏角与升降舵的升力系数基本呈线性变化;在-4°~12°的迎角范围内,随着迎角的不断增大,该型无人机的横向静稳定性水平越大;两个垂直翼和垂尾是产生航向静稳定性的主要部件。     

自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究

针对所设计的自然层流翼型,在高速风洞中开展了自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究。试验运用了测压和红外成像等技术手段,在马赫数Ma=0.74和雷诺数Re=1.5×10~7条件下获得了压力分布、升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和红外图像。试验结果表明,在试验条件下,该翼型上表面能够保持良好的顺压梯度;该翼型具有良好的纵向气动特性;在迎角α=0°时,上、下翼面流动均能保持约60%的层流面积区。     

小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究

小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型,前缘后掠角为65°,展弦比为1.54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力,在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理,通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0.9时的流动特性,分析了前缘涡的产生、发展直至破裂的整个过程,结果表明:小展弦比飞翼标模在迎角4°开始出现涡升力;随着迎角增加,前缘涡逐渐向内侧移动,涡强和背风面激波的强度也逐渐增加,前缘涡与激波发生交叉干扰并达到一个平衡流态;当前缘涡与激波无法维持既有平衡时则会发生涡破裂,流场急剧变化以达到新的平衡,从而导致升力突然下降并产生抬头力矩增量。     

等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究

在NACA23018两段翼型上安装等离子体激励器,通过风洞测力和丝线流态试验,研究了等离子体对翼型最大升力和失速迎角的影响。研究表明,等离子体激励可以显著地增加NACA23018两段翼型的最大升力系数和失速迎角,来流风速20m/s时,最大升力系数增加52%,失速迎角增加12.4°。等离子体激励和前缘缝翼的作用类似,并且可以和后缘增升装置配合使用,在运输类飞机设计中有潜在的应用前景。     

方波幅度的测量不确定度

介绍了用众数法评价方波幅度时的不确定度分析和评价过程；讨论了主要的不确定度来源，包括众数判别区间的影响、波形测量系统幅度测量误差的影响等等；给出了减小不确定度的主要措施，并结合一个实例，给出了方波幅度的不确定度评价结果。     

秒表检定的测量不确定度评定

介绍了用标准时间间隔发生器检定秒表时，测量结果不确定度分析和评定过程；讨论了测量不确定度的几个主要来源；通过一组实例，给出了秒表检定不确定度的分析和评定结果，该过程和结论可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度分析上，也可用于估计秒表检定本身的不确定度。     

高校图书馆期刊管理服务创新举措

高校图书馆期刊管理工作需立足本校实际情况,提高期刊信息服务意识及采购质量,建立合理的馆藏期刊结构,创新期刊管理服务措施,拓展期刊服务内涵。高效发挥期刊信息的作用,提高期刊资源利用率,更好地为读者服务。     

电磁辐射干扰试验的测量不确定度评定

详细地分析了利用吉赫兹横电磁波室进行小体积受试设备(EUT)电磁场抗扰度测试的不确定度。     

逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度评定

介绍了逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度分析评定方法，评定过程及结论，可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度评定分析上。     

非线性方程迭代算法收敛性分析

从几何上分析了迭代格式xn+ 1=φ(xn)所产生的序列收敛于方程根的收敛条件 ,导出了不依赖函数可导性判断迭代序列收敛的收敛定理 ,给出了产生收敛的迭代序列的技巧。     

高校廉洁文化教育的载体构建

作为构建反腐倡廉体系的基础性工作之一,高校廉洁文化教育是从源头上防治腐败的根本之策,关系到整个社会廉洁文化的建设。从打造廉洁文化教育教师主体团队,发挥党团组织的战斗堡垒作用,弘扬廉洁校园文化节、占据网络文化教育阵地等方面,对高校廉洁文化教育载体进行研究,旨在为高校廉洁文化教育提供些许参考意见。     

数显测高仪示值误差的测量不确定度评定

针对数显测高仪各校准点示值误差的校准方法,给出了示值误差的数学模型,并以某校准点为例,对该校准点示值误差的合成标准不确定度和扩展不确定度进行了评定.     

硼粉燃烧热值测试不确定度分析

基于硼粉点火和燃烧特性,介绍了硼粉燃烧热值测试原理和方法,分析了影响硼粉燃烧热值测试不确定度的因素,并对各不确定度分量进行了评定。结果表明,影响硼粉热值测试不确定度的主要因素有：系统热容量的不确定度和助燃剂热值的不确定度;在助燃剂保障硼粉完全燃烧的条件下,减小助燃剂热值的不确定度是提高硼粉热值测试准确度的关键因素。     

基于正交设计的某型飞机翼尖小翼优化设计方法研究

飞机翼尖小翼设计是一个多因素设计,在机翼设计中比较复杂,影响参数较多。采用基于正交设计的方法,利用CFD技术,可较快的优选出小翼的倾斜角、高度、前缘后掠角、安装角等参数。以设计状态为例,对优选出的每个因素取三种水平进行了具体的计算,并给出了具体的结果,通过各因素在各水平下的平均升阻比,可以得到最优的参数值。结论说明给出的方法是合理的。实验也证明了该方法可以节约时间和经费。