基于成像拖尾效应的图像测速算法

根据相机成像拖影长度与相机运动及曝光时间的关系,提出一种基于成像拖尾效应的图像测速方法,给出了用航拍相机进行图像测速的实施方案。建立了影像与成像平面和地面景物间的相对运动模型,设计了基于互相关分析的拖影长度测量方案,给出了测量算法,并分析了像素尺寸和成像比例等对测速精度的影响。算例表明：该法对速度无剧烈变化的准匀速运动的测速效果较好,为飞行器实时飞行速度测量提供了一种解决方案。     

用传递矩阵法分析缘板干摩擦阻尼叶片的减振

针对在叶片缘板部位设置干摩擦阻尼块后的叶片减振效果问题,进行理论模型简化后,利用传递矩阵法进行分析计算。为了验证传递矩阵法的计算结果,利用ANSYS有限元程序对缘板干摩擦阻尼叶片减振进行计算。两种计算方法所得结果基本一致,说明适合于链状结构系统的传递矩阵法可以成功应于板状结构系统,且算法与结果均正确。      

无动量亏损尾迹的实验研究

采用尾缘吹气的流动控制技术,改善静子尾迹区流动.使用热线风速仪对静子尾迹区在不同吹气量下的轴向速度进行了测量,得到了在纯尾迹、弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流这4种工况下尾迹区的轴向速度分布、中心点速度频谱图以及尾迹特征长度沿流动方向的变化.实验测量结果表明,无动量亏损尾迹和纯尾迹工况相比改善了静子出口速度的均匀性,并改变了涡脱落特性.无动量亏损尾迹特征长度与x0.35成正比关系,而纯尾迹时的特征长度沿轴向与x0.37成正比关系变化.     

双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究

在北航的风洞中进行了双立尾-三角翼布局的立尾抖振实验,目的是研究立尾抖振产生的原因.主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法.实验结果表明在旋涡破裂以后,立尾上就会产生强烈的抖振.抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的.对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明,立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波.对于本实验使用的模型来说,当机翼迎角α=0°~20°范围,由于流动是附着流和涡流,所以立尾没有明显抖振;当机翼迎角在α=20°~56°范围,立尾处在破裂涡流的范围,立尾抖振明显,并且抖振强度在35°~50°之间达到最大.因此,三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因.     

叶轮机非定常气动设计的缘线匹配技术

本文提出一种新的叶轮机气动设计自由度——缘线匹配技术。缘线匹配是指相邻两叶排中前排叶片后缘线与后排叶片前缘线的空间关系,更准确地说是其相位角关系。叶片尾缘线表征了叶片出口气流的分布型,它囊括了尾迹、激波、二次流等所有影响,另一方面,叶片前缘线代表了其对上游流场的势干扰。定常气动设计体系只能部分考虑叶片缘线的相互影响,大部分则被忽略了,然而在非定常框架下,相邻叶排缘线所代表的相互影响是显著的。本文首次提出了叶轮机非定常设计的缘线匹配技术,并通过理论分析及直列涡轮叶栅的非定常数值模拟结果展示了缘线匹配技术在未来提高叶轮机气动性能、气弹性能、气动噪声和热传导性能上的潜在能力。作者认为,缘线匹配技术将使叶轮机的非定常气动设计具有真实而可操作的内容,是叶轮机非定常气动设计的核心技术之一。      

涡轮叶栅尾缘冷气喷射的数值模拟

采用ANSYS／FLOTRAN软件,对沿轮叶栅尾缘冷气喷射现象进行了数值模拟计算。通过使用层网技术构筑的非结构风络和k-ε双方程湍流模型,较好地揭示了尾缘冷气喷射槽附近的流动机理。模拟计算结果与试验数据吻合良好。     

发动机尾焰微波衰减测试方法研究

基于发动机试验环境,研究了发动机尾焰微波衰减的测试方法,搭建了一套微波衰减测试系统,能够实现多频点测量,并对发动机尾焰微波衰减测试系统的研究路线、测试原理、硬件组成、现场布局、测试系统定标技术、测量设备不确定度、试验结果进行了介绍;试验结果表明,该测试系统具有较好的测试效果,测试精度能够满足要求.经过现场试验获得大量实...     

锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

当前中国民用飞机高速发展，噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段，飞行高度较低且处于机场附近，其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大，成为研究的重点。此外，起落架在收放过程中，除自身脱落涡产生的噪声外，当起落架舱门开启时，舱体空腔内产生自持性振荡噪声，与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声，直接影响到整个着陆系统噪声水平，因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象，提出一种低马赫数（0.2Ma/0.25Ma）条件下，利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法，并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先，从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析，分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后，在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元，以改变自由来流状态，验证降噪措施；同时采用参数化研究方法，研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后，将起落架模型安装于舱体空腔内，分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明，锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用，在本试验条件下，30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。