光纤综合特性测试仪测量不确定度评定

根据计量工作中测量不确定度评定的实践经验，对光纤综合特性测试仪在计量时的测量不确定度进行了分析、评定。     

光学经纬仪一测回水平方向标准偏差测量不确定度评定

分析了检定光学经纬仪“一测回水平方向标准偏差”的误差来源，并确定了它的合成标准不确定度和扩展不确定度。     

I型万能角度尺测量准确性的影响因素分析

通过对I型320°万能角度尺各测量面的平面度、直尺和基尺的平行度、直角尺外角的垂直度、零位正确性等影响测量准确性因素的分析,得出在测量中必须保证各项指标均在合格范围内才能得到精确测量结果的结论。     

用红外热图技术进行升力体模型气动热特性试验研究

本文在介绍模型表面热流测量方法的基础上,重点介绍了红外热图技术测量的优点,并对红外测温原理、高超声速低密度风洞、红外热像仪、试验模型、数据处理方法等进行了叙述.在M∞＝16,P0＝1500kPa,T0＝923K,α＝0°、30°迎角的试验条件下,获得了半球圆柱模型、升力体模型表面对流换热系数分布,并把半球圆柱模型的红外测热结果与Lees分布结果进行了分析比较,结果表明当40°＜θ＜80°时,半球圆柱模型红外测热结果与Lees分布结果符合得比较好.最后对对流换热系数测量不确定度进行了初步分析.升力体模型对流换热系数测量不确定度大致为15%左右.     

基于HB/Z 103-86的标准验证飞机水平测量点位置度研究

以HB/Z 103-86《飞机水平测量公差》要求为前提，对飞机水平测量点位置度开展研究，同时以某中型Ⅰ级飞机为例开展水平测量点位置度设计，最后指出现代化飞机高精度要求有必要在相关标准中增加位置度要求，提出在标准规定暂缺的情况下水平测量点位置度要结合标准公差及飞机机体结构、工艺特点、制造能力以及经济性等建设性意见。     

平行度误差与虚拟基线场的构建

主要讨论在构建虚拟基线场的过程中所遇到的两反射镜面的平行度误差的影响问题,通过分析计算并前瞻可行的措施,在理论上证明了微小的平行度误差不会影响虚拟基线场的构建.     

疏透型防护林绕林流场的PIV实验研究

利用粒子图像测速仪(PVI)，采用2帧-互相关的分析方法，对疏透型防护林流场的流动特征在风洞中进行实验研究，获得绕林流场的速度矢量图、速度等势线图和涡量场图。实验中选用的防护林疏透度分别为0％，30％，40％，60％。在各种疏透度下的防护林中，疏透度为0％的防护林近尾流区平均沿流速度衰减幅度大，但恢复也快，且有最高的平均垂直速度。疏透度为30％和40％的防护林绕林流场非常相似，其中疏透度为30％的林带。林后平均沿流速度恢复较慢，且气流扰动较小，具有良好的防风固沙作用。     

基于圆柱筒支撑紧缩场极坐标测试扫描系统的研制

紧缩场测试扫描系统是对紧缩场静区场进行测试、分析、寻找并排除影响紧缩场性能的干扰源及后期定期检测的关键设备。本文设计了基于圆柱筒支撑结构的紧缩场极坐标扫描架,并利用激光扫平原理设计了扫描架平面度补偿装置,实现了极坐标扫描架的快速补偿,简化了扫描架结构,提高了测试精度和测试效率。测试结果表明补偿后的扫描架平面度误差为0.032 mm,满足检测要求。     

叶片剖面型线的配准与轮廓度评定方法研究

针对叶片的叶型轮廓度计算难题,本文将叶身剖面型线的配准过程分为粗配准和精配准。前者通过变换矩阵H₁实现,为实测数据与理论数据之间的刚性变换;后者通过变换矩阵H₂实现,以距离平方和作为目标函数,采用随机梯度下降法计算H₂中的旋转角和平移量。完成叶型配准后,应用实测数据点到最近邻的两个理论数据点所在直线的距离来计算叶型轮廓度误差,并进行符号判断。试验选取10组叶型数据点进行比对分析,各组叶型轮廓度误差的评定结果偏差均≤±7μm,从而验证了本文算法的有效性和精度水平。     

一种模糊飞行冲突实时检测方法研究

为了解决飞行冲突检测中虚警和漏警问题，提出飞机之间的模糊空间接近度概念以及一种模糊冲突检测方法。该方法通过实时计算飞机对之间垂直接近度与水平接近度，并使用模糊推理规则来判断飞机当前相对接近趋势以及是否存在冲突。仿真实验表明：该冲突检测方法能有效减少飞行冲突的虚警和漏警。     

温度梯度对平板边界层转捩影响的数值模拟

为了研究温度梯度对边界层转捩的影响,在对有/无压力梯度的T3系列平板转捩实验进行数值模拟获得满意结果的基础上,对原型实验进行重新设计,以在平板边界层内形成不同温度梯度并进行数值模拟。计算结果表明随着温度梯度的增大,转捩位置向下游推延发生,平板相同位置边界层的形状参数和壁面切应力系数也相应大幅增高,边界层湍流脉动得到抑制,这是因为温度梯度形成的密度分层,湍流能量为了克服因为密度分层形成的法向浮力而被逐渐耗散,但是温度梯度对转捩影响与其它流动特性对转捩的影响相比较弱。     

有压梯度边界层流中湍流斑形成的机制研究

人们虽然对层流向湍流转捩过程的研究已经付出了许多艰辛的努力,但仍然有一个重要的物理现象还没有弄清楚,即有压梯度边界层转捩过程中湍流斑形成的理论机制以及湍流斑的运动特征是什么?这些问题正有待于人们做进一步的深入探索.本文提出一种以壁面局部脉冲的初始小扰动场来模拟有压梯度边界层流中湍流斑形成的物理模型.采用直接数值模拟的方法研究有压梯度边界层流中湍流斑产生的理论机制和发展规律;数值结果显示,它们在好多方面与湍流斑的基本特征相符.     

临近空间螺旋桨低雷诺数高效翼型数值分析

针对临近空间翼型边界层变厚更容易发生分离的特点,在修正了湍流模型后,通过分析比较13种低雷诺数翼型的升阻系数得到了比较适合用于临近空间螺旋桨叶素的高效翼型。结果显示,攻角在-6°～8°、8°～14°、14°～22°三种工况下,分别采用SST k-ω、RNG k-ε、Realizable k-ε湍流模型,可以得到与国外实验比较接近的合理结果;工况条件对翼型气动性能好坏的影响很大,翼型S-1223和FX63-137在所研究的工况内都具有较好的气动性能;因此可以选择这两种翼型作为临近空间螺旋桨用高效翼型。     

基于近海海面观测的台风黑格比风特性研究

根据在博贺海洋观测站测得的0814台风黑格比三维风速时程,首先探讨了实测数据质量的判别准则及处理方法,进而研究了平均风场特性:风剖面、风攻角、梯度风高度以及脉动风场特性:湍流强度、阵风因子、时间尺度、积分尺度、脉动风速谱等。研究结果表明:近海海面指数律风剖面指数a远小于建筑结构荷载规范推荐值;台风风场结构本身存在3°～7°正攻角;在近海海面上阵风因子均值为1.23;顺风向湍流强度平均值为0.10,三向湍流强度的比值为1∶0.80∶0.43;水平向时间尺度基本上均小于30s,竖向时间尺度均小于10s;纵向和横向积分尺度较为接近,大于竖向积分尺度;不同区域的实测风速谱与各经验风速谱均存在一定差异,与von Karman谱吻合相对较好。     

90°强曲率弯管内三维湍流流场的数值分析

本文根据作者发展的一种能计算任意截面形状 90°弯管内三维不可压缩湍流流场的分析方法,利用作者实验的圆截面弯管数据 ( R_c/D=0.87)检验 k- ε双方程湍流模型预示强曲率三维湍流流场的精度。计算了 R_c/D=2.3的矩形截面和 R_c/D=0.87的圆截面 90°弯管,并将计算结果与相应实验数据进行了比较分析。结果表明,即使对曲率很强的弯管,吸力面 (内侧壁 )不出现二次流迁移所形成的低速区前,标准 k- ε双方程模型仍能较好地预示出平均速度场。      

两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文)

采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。     

A study on turbulence transportation and modification of Spalart–Allmaras model for shock-wave/turbulent boundary layer interaction flow

It is of great significance to improve the accuracy of turbulence models in shock-wave/ boundary layer interaction flow. The relationship between the pressure gradient, as well as the shear layer, and the development of turbulent kinetic energy in impinging shock-wave/turbulent boundary layer interaction flow at Mach 2.25 is analyzed based on the data of direct numerical simulation(DNS). It is found that the turbulent kinetic energy is amplified by strong shear in the separation zone and the adverse pressure gradient near the separation point. The pressure gradient was non-dimensionalised with local density, velocity, and viscosity. Spalart–Allmaras(S–A) model is modified by introducing the non-dimensional pressure gradient into the production term of the eddy viscosity transportation equation. Simulation results show that the production and dissipation of eddy viscosity are strongly enhanced by the modification of S–A model. Compared with DNS and experimental data, the wall pressure and the wall skin friction coefficient as well as the velocity profile of the modified S–A model are obviously improved. Thus it can be concluded that the modification of S–A model with the pressure gradient can improve the predictive accuracy for simulating the shock-wave/turbulent boundary layer interaction.     

鱼鳞纹叶栅试验研究

鱼鳞纹叶栅临界马赫数比原型提高了９．５％,减少了４６．９％,比直纹叶栅也减少了１０．７％。最大二元静压比比原型高２．７％,比直纹叶栅高１．１７％。在原型叶栅不能达到的Ｍａ１＝０．８处,两种花纹叶栅均未堵塞。     

湍流输运的张量系数模型

实验表明,除均匀各向同性湍流之外,由湍流脉动引起的标量的输运都是各向异性的,且平均量梯度与湍流输运通量之间有一夹角。因此,在用梯度准则模拟湍流输运时,其输运系数应是一个二阶张量。本文推出一个张量形式的输运系数计算公式,并用它分析均匀各向同性湍流、有应变率的均匀剪切流、管内流动和二维平面射流中的热通量问题,均获得了满意的结果。     

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。