离心机动平衡基于衰减变速离散变结构控制

提出离散变结构控制系统基于衰减控制的变速趋近律。该控制算法结构简单,可以期待原点稳定,并且当选择合适的控制器参数后,具有良好的动态和稳态特性。研究该种控制方法在空间大型离心机动平衡控制系统中的应用。仿真结果表明,控制效果较好,满足控制精度指标要求,可以使系统渐进稳定于目标状态,大大缩短到达切换面的时间且能有效抑制抖振。     

轴对称矢量喷管外流对内流干扰研究

应用有限体积法在同位网格中对控制方程进行离散化,对某一轴对称矢量喷管的内外流场进行了数值模拟,数值模拟和试验结果进行了比较,分析了该喷管在矢量偏角20°下,不同的落压比、不同的外流速度对轴对称矢量喷管内流的影响。研究结果表明,喷管内的分离激波是影响轴对称矢量喷管性能的重要因素。      

破裂涡流中非定常现象与频率特性实验研究

通过流动显示、表面动态压力测量及热线测量等实验手段,对三角翼破裂涡流中的多种频率成分进行了分析。频谱分析确定了破裂点脉动和螺旋波的频率特征。实验结果表明,螺旋波主频随着弦向位置的增大先是迅速而后平缓减小。前缘涡破裂点振动具有准周期性,在不同的弦向位置上主频大小几乎没有改变,在靠近破裂点的位置有较大的振动能量。实验分析还表明,在破裂涡的流动状态下,虽然没有形成完全分离流,三角翼绕流流场中已经存在涡脱落的现象。     

不同截面细长体大迎角非对称流流态及侧力特性研究

无人驾驶战斗机将是未来战斗机发展的可能方向,为了隐身及其他目的,飞翼布局是一种可供选择的形式.这时机身不很细长,在大迎角下的非对称涡将不会出现多涡系,而涡破裂现象会影响机身涡的非对称性及气动特性.提出了在风洞及水洞中进行的不同截面形状的细长机身的实验结果.讨论了迎角、滚转角及截面形状对机身侧力的影响,并结合流态对实验结果进行了分析,有助于加深对这类机身气动力产生机理的了解.     

40°后掠角三角翼不同前缘形状对其气动特性影响的实验研究

通过风洞测力实验,研究了40°后掠角不同前缘形状对三角翼气动特性的影响。实验结果表明:前缘背风面倒角机翼的升阻比最大,而前缘迎风面倒角机翼的升阻比最小。相同前缘形状倒角机翼,其倒角值的变化对三角翼升力特性的影响不大。小迎角下,前缘迎风面倒角机翼的升力系数略高于其余不同前缘形状的三角翼。     

涡轮盘腔燃气入侵及间隙剪切涡特性分析

为揭示转-静相互作用下的非定常燃气入侵机理及轮缘大尺度涡结构的产生机制，对带有轴向封严结构的1.5级高压涡轮装置进行三维非定常数值模拟，结合实验结果和盘腔内的经典流动理论对数值方法进行了验证。研究结果表明：转子前缘压力势场是造成旋转燃气入侵的主导因素。轮缘间隙内的间隙剪切涡是构成轮缘三维非定常流动的主要原因，其强度受到入侵燃气和出流冷气的径向速度、切向速度梯度以及上游边界层共同影响；间隙剪切涡周向方向的旋转有利于加快入侵燃气从动盘侧迁移至静盘侧，缩小动、静盘封严效率差异，当封严流量从0.5%降低到0.25%时，盘腔出口动静盘侧封严效率差值增大175%；间隙剪切涡与旋转泵效应的相互作用对于主流高温燃气在径向方向入侵盘腔具有抑制作用；由燃气入侵机制和间隙涡特性可以得出：文中盘腔出口设置在更靠近转子前缘位置对于提升轮缘密封性能具有正向意义。     

边条翼前缘涡非定常涡场特性研究中PIV技术的应用

描述了应用PIV技术在水槽中对边条机翼上旋涡及破裂旋涡流场进行的测量和分析。实验是在北航水槽中进行的。通过PIV技术的测量，揭示了旋涡及破裂旋涡中的非定常特性，这种非定常特性同飞机上机翼、尾翼的抖振密切相关。实验结果表明，对于未破裂的边条涡，存在着两种非定常特性，其一是剪切层中不断地有小涡沿剪切层输运和合并。其二是由一次涡诱导的二次涡与剪切层中的小涡互相诱导引起的非定常现象。对于破裂涡，则发现与未破裂的涡相比，截面上涡量分布的区域突然扩大很多，最大涡量的绝对值也比上游未破裂区截面上的涡量最大值小。此外还发现在涡量分布区域出现反涡量，这同涡破裂后出现涡核螺旋变形有关。对于同一截面处涡量分布是非定常的。     

动态三角翼的非定常气动特性和压力分布相关研究

文章介绍了不同后掠角三角翼在进行俯仰振荡时的动态压力特性，说明这种动态压力特性同三角翼的法向力的变化是密切相关的，试验研究揭示了流态、压力和气动力之间的密切关系。同时试验研究显示三角翼上翼面压力的动态变化曲线呈现出双峰形态；不同后掠角三角翼在动态试验过程中压力、法向力都具有相似特性。     

厄尔尼诺与UFO

澳大利亚研究人员注意到了厄尔尼诺现象的一个可能原因。那个有规律地发生，并在全世界范围内制造大量自然灾害的神秘天气系统——难以置信———他们认为那是由ＵＦＯ引擎排出的热气引发的！“我们比较了厄尔尼诺出现时的数据和泛太平洋地区ＵＦＯ目击案的数据，上溯２０...     

边条翼飞机气动特性改进研究

 针对边条弯扭及改变双立尾展向位置对全机纵横向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明 :边条弯扭可以在一定程度上提高最大升力系数,增加航向稳定的迎角范围,但对滚转稳定的迎角范围没有什么影响。当双立尾分别移到机身外侧置于机翼上时,可以显著提高全机最大升力系数,同时使航向和滚转稳定的迎角范围大为扩展。