椭圆翼型高速气动特性实验研究

针对旋转机翼飞机主机翼翼型设计的特殊要求,在中国空气动力研究与发展中心FL-21风洞对16％相对厚度椭圆翼型马赫数0．4下的高速气动特性进行了实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。实验结果与数值计算结果的对比分析表明,数值计算具有较好的精确度,椭圆翼型的升力线斜率较小,压心位置靠前,力矩系数随迎角线性增大,最小阻力系数迎角并不像传统对称翼型那样为零度。     

翼型结冰过程数值模拟验算与分析

应用FENSAP-ICE结冰计算软件,对NACA0012翼型进行了流动特性、水滴撞击特性以及冰型生成过程的计算;同时,对结冰前后的翼型进行气动力特性计算对比分析,其中包括升力特性对比、阻力特性对比、流场细节分析以及压力系数分布对比。计算结果表明：翼型前缘结冰后,导致翼型前缘气流提前分离,最大升力系数、失速攻角大幅减小,...     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术.试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性.     

共轴双旋翼桨毂减阻初步分析研究

基于CFD方法对不同构型的共轴刚性双旋翼桨毂阻力特性进行了对比分析研究,得出了桨毂气动阻力随不同曲线构型桨毂整流罩和不同构型连接轴整流罩的变化规律,建立了共轴双旋翼桨毂气动减阻方法.分析结果表明：构型3（钝椭圆＋翼型形状）的桨毂阻力比构型2（钝椭圆＋圆柱形）的桨毂阻力减小19％,构形3（钝椭圆＋翼型形状）桨毂阻力比构型1（尖椭圆＋圆柱形）桨毂阻力减小30％,构型3（钝椭圆＋翼型形状）为最佳减阻构型.     

旋翼翼型中高速综合气动优化设计方法研究

为了设计出更适用于直升机高速飞行的新旋翼翼型,建立了翼型气动特性快速评估方法,通过初始翼型的CST(Class Shape Transformation)参数化得到翼型曲线控制系数,使用均匀设计采样的Kriging代理模型,结合粒子群优化(Particle Swarm Optimization,PSO)算法和多目标优化思想开展了翼型优化设计方法研究。选取先进旋翼翼型SCCA09、SC2110作为初始翼型进行中高速性能优化,得到相应的优化结果SCCA09_UP和SC2110_UP。对比气动参数可知优化后翼型在Ma=0.4～0.7时最大升力系数C_(Lmax)最大升阻比K_(max)均有提升,最高达到14%,另外不仅保持阻力发散马赫数Madd基本不变,而且在零升力矩系数|C_(m0)|≤0.02的稳定操纵约束内可达到的速度略有增大,表明优化翼型的中高速气动性能有所改善且适用范围变广。设计过程中在保证翼型光顺的前提下选取了尽量少的参数化设计变量以减少计算时长,选取合适的优化设计点来缩短优化周期,大大提升了设计效率。综上,该方法能有效应用于旋翼翼型中高速综合气动优化设计。     

基于代理模型的自适应后缘翼型气动优化设计

针对具有自适应后缘的跨声速翼型,基于代理模型和遗传算法相结合的优化方法,开展考虑自适应后缘结构约束的翼型气动优化设计研究。结果表明,低升力系数下翼面流场没有明显的能量损失,不同设计升力系数得到的自适应后缘翼型阻力相差不大;高升力系数下翼面附近存在激波,翼型阻力主要由激波强度决定。对于以低升力系数为设计点的基本翼型,通过后缘自适应变弯来调整载荷分布,可以降低翼面激波强度,减小翼型阻力;对于以高升力系数为设计点的基本翼型,可以直接通过气动优化来消除翼面激波,使得翼型阻力达到最小。因此对于带有自适应后缘的翼型,为了实现宽升力系数范围内的阻力最小,应首先以高升力系数为设计点完成基本翼型的气动优化设计,然后以低升力系数为设计点完成自适应后缘外形的气动优化设计。     

基于尾迹积分的阻力计算方法研究

利用尾迹积分法按阻力产生的物理机制,将阻力分解为熵增阻力和诱导阻力进行数值计算.翼型、机翼和翼身组合体标模算例表明,尾迹积分法可以清楚给出由粘性和激波产生的熵增阻力及诱导阻力的展向分布.熵增阻力计算时,尾迹积分截面要尽量靠近后缘,若尾迹积分截面向下游移动,由于数值耗散使翼尖涡动能转化为内能从而将部分诱导阻力转化为熵增阻力,使诱导阻力值偏小,需要进行熵增修正,修正后的总阻力与实验值吻合更好.与壁面积分法的对比分析表明,壁面积分法计算阻力误差大部分来源于压差阻力.利用尾迹积分计算了升力,与壁面积分法相比,给出的升力线斜率与实验值更接近.     

大型水陆两栖飞机翼型优化设计

对大型水陆两栖飞机翼型进行了数值优化设计研究,通过以翼型设计升力系数下的阻力系数最小化为设计目标和以翼型低头力矩、最大升力系数、失速后升力系数下降率作为约束条件的大型水陆两栖飞机翼型优化设计,在满足翼型相对厚度、最大厚度位置、最大弯度、最大弯度位置符合相应设计范围的情况下,得到了综合性能较基本翼型提高的新翼型.该设计方法适用于大型水陆两栖飞机的翼型设计,是一种符合工程应用实际的数值优化设计方法.      

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

导弹电动舵机伺服控制器的设计

在分析导弹电动舵机系统工作原理的基础上,采用了高性能数字信号处理器(DSP)和集PWM的功率驱动芯片SA60来实现四台他励直流有刷电机的集中控制.并运用位置环、转速环和电流环的三环控制算法,实现了新型全数字导弹电动舵机位置伺服功能.     

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.     

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。