高超声速流动的气体吹除控制方法研究

为了在超燃冲压发动机直连式试验台上得到真实的非均匀试验气流,采用商业软件Fluent对高超声速流动的气体吹除控制进行了数值研究。在试验台喷管和发动机隔离段之间增加了吹除控制段,试验了4种吹除方案。常温空气从位于控制段顶部、侧部和底部的吹除口注入,吹除口包括长槽、短槽和圆孔等,吹除气体的流量为来流流量的8.3%~13.3%。以超燃冲压发动机自由射流计算结果为基准,比较分析了控制段出口截面马赫数分布。结果表明,"顶槽"方案能够得到较为理想的吹除效果,吹除参数优化后可为试验提供指导。     

大型 CFD 软件自动化测试平台的初步设计与实现

针对大型通用 CFD 软件研制的需求，为了提升 CFD 软件的开发效率，初步设计与开发了一个 CFD 软件自动化测试平台。该平台基于 MySQL 数据库，通过前台界面和远程集群后台管理程序的网络信息交互，实现了自主研发的通用 CFD 软件平台(HyperFLOW)的自动测试及验证与确认。根据需要适当修改前置处理接口，该平台亦可推广应用于其他 CFD 软件的自动测试。本文重点介绍了平台的基本框架和总体设计思路、平台的数据库和前台管理 GUI 设计、网络交互和后台管理等，并利用典型算例对计算结果的验证与确认过程进行了简要介绍，最后对平台构建的后续工作进行了展望。     

高校辅导员队伍专业化建设初探

走专业化发展道路已经成为高校辅导员队伍建设的必然趋势。高校辅导员队伍的专业化建设是一项系统工程,涉及辅导员准入及配备、培养、管理、发展与保障机制的构建等多个方面。     

片光反射遮挡式超高速亚毫米粒子探测技术

为满足在超高速碰撞靶上开展航天器抗空间碎片防护性能试验，需要准确测量速度3～10km／s，以及更高速度的毫米级或亚毫米级粒子的飞行速度，在可以实现毫米级粒子探测的片光遮挡式粒子探测技术基础上发展了片光反射遮挡式粒子探测技术，通过采用提高粒子直径与激光光束宽度的比值，解决了探测粒子直径小于1mm时探测信号弱不能识别等关键技术，研制了试验装置并开展了验证试验，研究结果表明该技术在0．2～10km／s速度范围内可实现直径为0．1mm量级粒子的有效探测。     

尾身组合体不同类型栅格翼气动特性试验研究

对于不同类型的栅格翼，采取了一种模型设计简洁、克服了在较小试验模型上安装铰链力矩天平的困难，同时又能测量栅格翼全部气动力和力矩分量的试验方法，获得了简单框架式、正置蜂窝式以及不同网格密度的斜置蜂窝式4种栅格翼在弹身影响下的亚声速和跨声速气动特性，并与平板尾翼的气动特性进行了对比，同时研究了栅格翼在尾身组合体迎风侧和背风侧不同位置时的气动特性。结果表明:栅格翼与常规平板翼各有优缺点，栅格翼结构形式、网格密度和尺寸对其气动特性有重要影响，位置对不同类型栅格翼气动特性的影响也不尽相同。     

风力机组叶片的先进翼型族设计

大型风力机组叶片设计需要专用的翼型族,以满足风力机组运行的环境要求。高升阻比、低粗糙度影响是该翼型族的气动性能特点。为了发展我国具有自主知识产权的风力机专用翼型族,在科技部863项目的支持下,北京航空航天大学联合国内气动研究单位,通过理论分析、数值模拟和风洞试验等技术途径,开发了两个适用于大型风力机组叶片的先进翼型族。理论分析和风洞试验表明,设计结果基本达到了预先设定的气动性能指标。     

冰形表面激光光带中心线快速提取方法

在风洞结冰模型3D冰形测量中，激光三角测量法相对传统测量方法检测速度快、精确度高，具有极高研究价值。然而由于冰体对激光透射严重，影响激光中心线提取精度从而影响测量精度。针对此问题，提出一种冰形表面激光光带中心线快速提取方法。该算法具体实现步骤为:首先，采用基于三维块匹配去噪算法对图像进行降噪，并对图像进行视觉显著性计算，分割出光带区域；其次，求取梯度图并转换至频域空间，根据图像频谱特征求取能量中心区域；最后，对区域采用灰度重心法求取中心线亚像素级位置。采用冰箱冻结的半径已知圆柱冰块评估该算法，测得算法处理时效为28.57FPS，使用该算法的冰形轮廓重建精度达到0.017mm。实验证明算法满足冰形在线测量技术要求，为开展结冰实验中结冰生长过程在线三维检测技术奠定技术基础。     

飞翼模型高速风洞PIV试验研究

对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。     

过冷大水滴变形及阻力特性的温度影响实验研究

为探索温度对过冷大水滴(SLD)变形及阻力特性的影响规律,在常温和低温环境下开展了过冷大水滴动力学特性的实验研究。研究表明:过冷大水滴在快速加速气流中运动时,水滴变形特征和阻力特性随We 数的变化规律主要分为3个阶段:波动阶段、阶跃阶段和平滑阶段,并会受到低温环境的影响;同一We 数的水滴变形率、阻力系数会呈现出随着温度的降低而降低的趋势;温度对处于波动阶段的过冷水滴影响最大,随后在阶跃和平滑阶段,温度对水滴动力学行为的影响逐渐减小。     

新型空气低温跨声速原理性风洞研制

为解决常规风洞雷诺数模拟不足的问题，采用低温风洞已被证明是一条可行的途径。目前世界上几乎所有运转的低温风洞都是采用液氮气化吸热方法来降低和保持试验气体的温度。对于大型低温风洞，这种制冷方案存在着运转费用高昂和环境污染的缺点。为克服上述缺点，俞鸿儒院士提出了一种用空气作试验气体，藉热分离器制冷并回收排气冷量的新型低温风洞的概念。此原理性风洞的研制就是要从其基本原理、设计特点及实验结果等方面来验证和探讨这种新概念的可行性和应用前景。