基于层析PIV的湍流边界层展向涡研究

层析PIV是一种现代激光测速技术,能实现三分量空间体内三分量(3D3C)速度场的测量。应用层析PIV测量Reτ=1768的平板湍流边界层,得到150个瞬时速度场,测量体的大小为80mm×16mm×45mm。旋涡强度λci 准则用来进行涡识别,而旋涡强度在展向的投影λzci 被用来识别展向涡。根据λzci 的连通域得到展向涡位置后,统计了展向涡沿法向的变化规律,并给出了在流向-法向平面内高低速区域和正负展向涡空间位置的关系。统计结果表明:随着法向高度的增加,展向涡的强度逐渐降低;负展向涡的流向平均速度高于正展向涡,且流向速度与法向速度有很强的依赖性;在小尺度范围内,流向-法向平面内的高低速流动区域与正负展向涡的空间位置密切相关。     

空间重力环境对稠密气固两相流动特性影响的数值模拟

文章基于稠密气体分子运动论和颗粒动理学,建立气固流化反应器的稠密气固两相流动的欧拉-欧拉双流体数学模型,考虑了颗粒与颗粒之间离散介质特性,大涡模拟求解气相湍流流动,数值模拟反应器内稠密气固两相流体流动行为,得到了不同重力条件下的颗粒浓度、气相和颗粒相速度等计算结果。结果表明：空间重力环境是影响稠密气固两相流体动力特性的重要因素,颗粒脉动强度将随着重力条件的减小而增大。     

粉末冶金涡轮盘的性能与特点

综述了粉末冶金涡轮盘的工艺、性能与特点 ,论述了初始缺陷对其力学性能的影响 ,并分析了影响粉末冶金涡轮盘经济性的因素 ,这对我国正在开展的粉末冶金涡轮盘研制及其强度与寿命研究具有一定的参考价值     

多功能火力支援型EC635

EC635是欧洲直升机公司在民用型EC135基础上发展的一种轻型多功能火力支援型直升机。机上95％的零部件与EC135相同。EC635安装2台透博梅卡公司阿里尤斯2B1(或2B2)涡轴发动机,单台正常功率为610kW(818马力),也可改装2台加拿大普·惠公司PW206B2涡轴发动机。EC635     

基于状态空间涡格法的阵风减缓分析

阵风响应计算及阵风减缓控制系统设计是飞行器气动弹性分析中的重要内容。基于状态空间涡格法（VLM）建立飞行器阵风气动力模型,给出有限元结构模态及控制面模态广义自由度与涡格法控制点边界条件的插值关系,建立适用于复杂模型的阵风响应分析方法,弥补了传统阵风响应分析方法需要进行有理函数拟合或迭代计算资源消耗大等不足。在此基础上,基于经典PID控制方法设计阵风减缓控制系统,仿真得到离散阵风及von Karman连续阵风激励下的系统开/闭环时域响应情况,对比响应幅值计算减缓率。仿真计算结果表明:根据所提方法建立的阵风响应分析方法准确,阵风减缓控制系统能有效降低原气动弹性系统的阵风响应。      

基于HDCS-E8T7格式的气动噪声数值模拟方法研究进展

发展了气动噪声高精度数值模拟方法,空间导数离散采用了HDCS-E8T7格式及精度与之匹配的边界格式,时间离散方法采用了高精度多步龙格库塔方法和高精度隐式双时间步方法,发展了高精度对接边界算法,将方法推广至多块对接网格以满足解决复杂几何构型问题的需要,采用隐式大涡的概念处理可能出现的湍流问题。在此基础上,研究了几何守恒律对计算结果的影响,展示了复杂网格中高精度计算满足几何守恒律的重要性,完成了等熵涡、双圆柱散射、串列柱翼构型和喷嘴射流等典型噪声问题的求解,所得计算结果展示了所发展的模拟方法具有良好的预测精度和解决复杂构型气动噪声问题的潜力。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×10^4,喷流系数（喷流与自由来流的动量比）Cμ=0.017。研究结果表明：组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用＂＋0-＂构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。