扑翼飞行器平面形状对气动力的影响研究

为了了解扑翼飞行器在扑动过程中的气动力,采用非定常涡格法模拟扑动过程中的气动力计算,得到了刚性扑翼在扑动周期内气动力的变化及尾涡的形态。在此基础上,研究了扑翼的周期平均气动力随扑动频率、幅度、迎角及来流速度的变化关系,并进一步研究了不同的机翼平面形状对气动力的影响。计算结果表明,迎角和扑动频率的增大能够增加扑翼的升力,不同翼面形状的扑翼在升力特性及推力特性方面具有不同的优势。     

边条机翼流态和气动力特性实验研究

本文论述了用油流、测压和测力等实验方法研究得出的边条机翼在低速、跨、超音速情况下的绕流情况和气动力特性;分析了低速时绕边条机翼的附体流、前缘分离和附体流并存、前缘涡和气泡涡并存、旋涡破裂等四种主要流态,在跨、超音速时出现的前缘分离和前缘附着两种主要流动类型,以及它们与气动力特性的关系。文中,结合测压和测力等实验结果,分析了边条机翼气动特性随M数和迎角的变化情况,说明了在中等后掠翼上加边条对于改善大迎角下机翼升阻力特性的作用,并对边条引起的俯仰力矩非线性变化现象,提出了可能的改进方法。     

翼型等速上仰绕流结构的观测

 翼型在不同转速下等速上仰时,其绕流结构不一样,转速越高,前缘涡开始形成的迎角越大。给定转速时,初始迎角大前缘涡形成得早。终止迎角对流动结构的影响与转速有关。平板翼型上仰时,前缘涡在较小迎角开始形成,涡的尺寸较大。     

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。     

细长翼分离涡的布涡计算法

 细长翼在迎角稍大时,前缘卷起螺旋状分离涡,使上表面压力降低,升力增加。涡襟翼技术也是利用前缘涡的这一特性提高升阻比的。为计算有分离涡的机翼特性,须研究分离涡层的卷起和涡层之间相互干扰的计算方法。早期Brown和Michael,Smith等在锥形流假设下,应用细长体理论计算过三角翼的气动特性。Sack和尹协远等放弃锥形流假设,用离散涡代替脱体涡层,但仍用保角转绘法处理横流面内绕翼面流动。这类方法对横截面形状较复杂的细长翼（如带涡襟翼的机翼）,因转绘函数复杂,计算困难。本文为避免转绘带来的困难,采用直接布涡法计算有分离涡的机翼气动特性。     

微型扑旋翼的运动测量与气动特性分析

采用实验测量和数值仿真相结合的方法研究了微型扑旋翼多自由度复杂运动及运动与气动特性之间的相互作用。基于机械式扑旋翼运动模型,使用高速摄影测量和数字图像处理的方法,测量了扑旋翼的运动与变形,并将此结果作为数值仿真的输入,进一步研究了翼的气动特性。结果表明:1)扑旋翼的拍动角近似三角波变化,旋转角随时间线性增加,俯仰角在初始迎角附近波动,并有三个波峰;2)弦向弯曲度的变化规律近似为三角波,沿展向不同位置有相位差异,展向扭转角的变化规律接近于梯形波;3)扑旋翼运动产生的翼尖涡、前缘涡与后缘涡形成了复杂的涡环,涡结构的变化决定了翼的瞬态气动力的产生;4)扑旋翼的柔性变形能够带来平均和峰值升力的提高。     

无限翼展后掠翼大迎角绕流和涡控制的数值模拟

通过数值求解Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,研究了无限翼展直后掠翼在不同后掠角下的大迎角粘性分离流,探讨了后掠角对流场结构和升阻力特性的影响。基于对流动特性的机理分析,文中进一步数值模拟了无限展长后掠惭带表面吹吸气的大迎角绕流,研究了以非定常质量引射作为外激发手段对后掠翼前缘涡形成、发展和脱泻、以及对提高机翼升力特性的影响。     

前后掠翼鸭式布局中鸭翼涡的流动机理

基于前后掠鸭式布局的简化模型,通过求解雷诺平均N-S方程,模拟了前后掠鸭式布局的绕流结构,得到了不同布局下鸭翼的升力系数曲线.通过空间流线图,分析了单独鸭翼漩涡的发展特点,以及不同布局中鸭翼涡与机翼前缘涡的干扰机理.结果表明:在后掠翼鸭式布局中,鸭翼涡在大迎角时受到机翼前缘涡的有利干扰,增大了鸭翼的升力系数,提高了失速迎角;在前掠翼鸭式布局中,鸭翼的最大升力系数有所提高,失速迎角基本保持不变.     

多段翼型缝翼流动非定常性的试验研究

 为了探索缝翼噪声的流体动力学机理,在西北工业大学NF-3低速风洞中用动态压力传感器研究多段翼型在不同条件下绕前缘缝翼流动的非定常性。分析了雷诺数、来流迎角、缝翼和襟翼参数(偏角、缝道宽度和搭接量)对缝翼流动的非定常性影响规律。研究结果表明:缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流迎角密切相关,初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响以及缝翼噪声产生的原因。该试验研究结果对研究多段翼型噪声产生及抑制方法具有一定的指导意义。     

纳秒脉冲等离子体激励控制小后掠三角翼低速绕流试验

为探索纳秒脉冲介质阻挡放电(NS DBD)对小后掠尖前缘三角翼的流动控制效果和作用机理,进行NS DBD用于改善其气动特性的测力试验和流动显示试验。当来流速度分别为30m/s和45m/s时,测力试验结果表明位于机翼前缘的NS DBD能很好地改善三角翼大迎角气动特性,其中来流速度为45m/s时最大升力系数提高了18.3%;研究了脉冲激励频率对流动控制效果的影响规律,最佳的无量纲激励频率F+≈1~2。在来流速度为20m/s时,采用粒子图像测速仪(PIV)研究了不同迎角下激励前后机翼背风面流场,表明NS DBD可改善上翼面旋涡结构,使分离涡附体并得到加强。基于试验结果,认为NS DBD进行三角翼前缘涡控制的机理是激励诱导分离剪切层周期性产生附体的分离涡,从而维持了上翼面大迎角时的涡升力。     

Near-wall topological patterns and flow structures over a simplified Danaus plexippus model

Studies on the high-lift mechanisms of butterfly gliding flights shed light on the design of the micro air vehicles. The flow field around a simplified Danaus plexippus model is investigated using the hydrogen bubble visualization and the Particle Image Velocimetry (PIV) techniques. There are three near-wall topological patterns with different Angles of Attack (AoAs): the separation bubble, the Leading-Edge Vortex (LEV) and the high AoAs flow. For the separation bubble pattern, two saddles and two foci form in the middle of the model. The features of the LEV pattern are the leading-edge separation lines. The topological characteristics of the separation lines are changed by the interaction between the LEV and the Wing-Tip Vortex (WTV). For the high AoAs flow pattern, four unstable foci are found at the forewing and the hindwing respectively. The angle between the trajectory of the WTV and the model increases with increasing AoA even though the slope of the WTV angle versus AoA curve declines at the moderate AoAs.     

阀体后90°圆形弯管内部流场PIV测量及POD分析

利用激光粒子图像测速技术对阀体后90°圆截面弯管的内部流场进行测量,获取了弯管流场在不同来流流速及观测截面上的高分辨率瞬态速度场数据。分析了图像相关计算所获得的瞬态及时均速度场,对流场进行本征正交分解,并进一步分析重构脉动场中的涡结构特性。结果表明：流体流经蝶阀在弯管中形成卡门涡街,涡结构信息包含在本征正交分解低阶模态中,脉动场的模态重构可以还原涡的流动特性。     

机械蝴蝶模型悬停飞行的流动显示实验

为了探索蝴蝶独特的外形及运动模式下蕴含的流动机理，与以往只考虑翅膀气动影响的拍动翼实验不同，我们开发了一种同时考虑身体及翅膀的机械系统用以模拟蝴蝶的悬停飞行，并采用染色液流动显示的方法对升力的主要来源——前缘涡进行了细致的观测。结果显示，在蝴蝶飞行的上下拍动过程中均有前缘涡产生，且不是以往观测到的螺旋或锥状结构，而是近似等直径的柱状联通形式，其明显特征为：在拍动加速阶段存在明显的展向流动，而在减速阶段则会出现破裂；另外，蝴蝶看似杂乱无章的运动实际上是一种自适应控制的结果，有助于提高升力。     

柔性石墨高温密封材料应用研究

本文介绍了柔性石墨密封材料径向密封所需施加的轴向力和拧紧力矩的计算。 将此材料用于某型机引气系统的蝶阀上,试验表明,这种密封材料及结构比采用氟橡胶的密封可靠性提高很多,其工作介质温度达450℃。     

固体火箭发动机塞式喷管两相流场与性能分析

为了解固体发动机塞式喷管中两相流场的特点和性能的情况,采用欧拉-拉格朗日两相方法对二维全长塞式喷管的两相流场进行了计算.将纯气相流场和两相流场进行了比较,结果表明由于颗粒相的存在使气流的比热比减小,使得低空环境中,塞锥表面的压强峰后移;高空环境中,塞锥表面的压强会升高.大直径颗粒的运动轨迹受外界反压和塞锥气流变化的影响小,小直径颗粒的运动轨迹受外界反压变化和塞锥气流变化的影响大;在两相流性能方面塞式喷管与钟型喷管类似,微粒直径较大的情况下,塞式喷管的效率较低;塞式喷管的效率随着颗粒含量的升高而降低.     

同向旋转盘间换热特性的实验研究

本文将实际发动机高、低压涡轮盘简化成几何形状相对简单的中心轴向进气、径向出气、两盘以不同速度同向旋转的旋转盘系统。用实验方法研究了冷气流量、转速以及两盘间隙对旋转盘间换热的影响规律,并对结果进行了相应的分析。     

不同顶部间隙对跨声风扇转子的影响分析

为研究跨声压气机叶尖间隙流动对性能影响的特征,数值计算了某高负荷跨声风扇转子在种等高间隙和两种阶梯间隙结构下的性能.通过对总体性能参数和叶尖区静压、周向速度、熵等细节参数的分析,认为叶尖前段间隙流比后段间隙流对压气机性能的影响更大.其中,涡波干涉对于前段间隙流带来的危害尤为重要.比较阶梯间隙的计算结果,验证了这一推断.      

借用优化概念构造多级轴流压气机流场诊断方法

提出一种诊断方法, 只要测量了多级轴流压气机的进出口流场及外端壁若干个静压值, 在不依赖于任何叶片排的冲角和落后角以及计算站的堵塞因子的经验系数或模型的情况下, 就能够诊断出多级轴流压气机的重要部位流场参数的径向分布。方法本身不受设计工况和非设计工况的限制。      

基于最短路径的SCI网络拓扑结构研究

 从航空电子系统的需求出发，对可扩展一致性接口(SCI)网络的拓扑结构进行了最短路径（跳数）研究。利用图论中的邻接矩阵变换方法，根据航空电子系统中SCI节点端口数的限制及SCI网络的小环组合结构的特点，对SCI推荐的网格形和蝶形两种网络进行了平均最小跳数的计算和分析，得出了SCI网络中小环方向的改变对平均最小跳数有影响的结论，并得到了该两种网络结构中平均最小跳数最少的拓扑形式。     

叶尖泄漏流和引射效应对跨声速串列转子失速机制的影响

为探究跨声速串列转子的失速机制，利用数值模拟的手段对不同间隙情况的某跨声速串列转子的叶尖流场进行分析.研究发现:前排二次泄漏区会对失速产生重要影响；叶尖泄漏流和引射效应是前排二次泄漏区流场结构的决定因素，而间隙大小直接影响着两者的强弱.当前排大间隙时，叶尖泄漏流强，是前排二次泄漏区流场的主导因素，这时失速首先发生在前排；当前排间隙减小时，引射效应增强，并逐渐成为主导因素，这时前排二次泄漏区的堵塞情况得到改善，失速区域转移到后排.改变前排间隙对该跨声速转子的性能有更显著的影响，当前排为最先失速排时，改变后排间隙对串列转子性能没有显著影响.