三维四向编织复合材料等效热特性数值分析和试验研究

 采用“米”字型枝状胞体有限元模型和试验方法对三维四向编织复合材料的整体等效热膨胀系数和等效热传导系数进行了分析并将计算结果和试验值进行了比较。研究表明枝状胞体模型能较为真实的反映三维四向编织复合材料的结构构形;有限元方法在分析热膨胀、热传导方面具有较好的精度;三维四向编织复合材料编织方向的热膨胀系数随着纤维体积比的增加而减小,随着编织角的增加而减小;热传导系数随着纤维体积比的增加而增大,随着编织角的增大而增大。     

电子束物理气相沉积Nd2O3和Yb2O3共掺杂的YSZ热障涂层研究

采用固相烧结的方法制备了10 mol% Nd2O3和Yb2O3共掺杂的YSZ(3.5 mol% Y2O3部分稳定的ZrO2)材料.掺杂材料为t/t'相,而8YSZ则为t/t'与m的混合相.测试结果表明:1 100 ℃时掺杂材料的热扩散系数为4.10×10-7 m2/s,而8YSZ(8 wt.% Y2O3部分稳定的ZrO2)的则为6.41×10-7 m2/s.在200～1 300 ℃温度范围内,掺杂材料的比热容均大大低于8YSZ.电子束物理气相沉积的掺杂材料的热障涂层陶瓷层为树枝晶结构.1 100 ℃下,掺杂材料的热障涂层热循环寿命为350～500 h,而同等条件下8YSZ涂层仅为160～200 h.     

翼型动失速和非定常载荷的综合翼型数据方法

本文给出受迫谐振翼型的动失速工程估算方法。本方法基于凤洞试验，综合分析翼型动、稳态特性之间的差别与动、稳态条件之间的关系，建立一套估算动、稳态特性之间差别的经验公式，修正稳态特性，得到相应的动态特性。用本方法计算了三种翼型不同动态条件（包括深失速和后掠）的动失速特性，并与测量和文献结果进行了比较，结果符合得相当好。     

利用几何遗传方法优化前缘翼根延伸的外形以增强飞行器升力系数和机动性

为了提高所选定飞行器模型的机动性,采用了一种标准遗传算法设计前缘翼根延伸(LEX).同时使用一种由三维低阶板方法结合DATCOM方法半经验公式的改进方法预测复杂外形飞行器(机身 机翼 尾翼)的空气动力载荷和最大升力系数.结果表明,在前缘翼根存在的情况下,升力系数在马赫数为0.4～0.8时提升了20.5%～15.3%,在马赫数为1.2时提升了6.8%,在马赫数为0.2～0.95之间升力系数最大值提升了9.5%～15%.在1～5 km的高度亚音速飞行时,其回转率得到了6.6%～8.0%的提升.     

傍山地区的强风场特性实测研究

介绍了某傍山地区的强风现场测量研究。采用较高频响的风速风向计与实时数据检测处理系统测得了该地区的风特性,并对一次冬季强风记录进行了分析研究,给出了反映强风脉动特性的两个重要参数-湍流度和阵风系数的关系,指出脉动风速的概率分布直接影响了二者比值大小。此外,通过实测结果与邻近气象站的同期记录比较,发现二者的相关性很差,在整个强风过程中,该地区的最大瞬时风速和平均风速都远远高于气象站的记录,表明傍山地区局部风场有很大的特殊性。     

三角翼大幅度俯仰运动非定常洞壁干扰实验研究

在 3m低速风洞中用两个后掠角均为 70°的大小三角翼模型进行过失速非定常运动模拟 ,两个模型外形几何相似 ,根弦比为 1∶ 2 .1 2 5。在模型运动过程中测量模型的非定常气动力和风洞洞壁上的非定常壁压。研究大小模型对非定常气动力和非定常壁压特性的影响以及模型运动的缩减频率效应和雷诺数效应。结果表明 ,非定常壁压与非定常气动力一样具有迟滞特性 ,模型越大 ,迟滞环越大。     

上游转子对下游静子叶片气动力的影响

为研究轴流压气机下游静子叶片非定常气动力的大小和频率的变化规律，采用在静子叶片表面埋设微型动态压力传感器的方法，在低速单级轴流压气机实验器上进行了静子叶片表面压力的测量。测量了不同轴向间距、不同转速下从近堵塞到近失速的宽广流量范围，并对所测得的静子叶片非定常气动力进行了离散傅立叶变换，以分析其频谱特性。实验结果表明：在转子尾迹的影响下，静子叶片表面的波动频率是转子的尾迹频率及其倍频。转子尾迹频率的高频分量对静子叶片吸力面前缘的影响比对其他位置的影响大。叶片表面的非定常压力和气动力随压气机流量、转速和轴向间距的变化而变化。     

King公式法热线探头校正方法及计算程序

本文提供了一种直接用 King 公式来表示恒温式热线风速仪探头的校正结果的方法及计算程序。该法能较准确地反映探头的特性,并为计算机处理数据提供方便。     

前飞时海豚旋翼桨叶的气动弹性稳定性

本文推导了海豚直升机旋翼桨叶在前飞时的挥摆耦合运动的非线性微分方程组,研究了前飞旋翼的两种不同平衡过程(真实前飞和风洞试验),运用多变量的Floquet-Liapunov理论对带周期系数的线性系统进行了稳定性分析。最后,探讨了桨叶根部的阻尼约束对海豚直升机旋翼桨叶气动弹性稳定性的影响。     

亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹工程估算方法

本文简要介绍了一种计算亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹的工程方法。本方法分别采用源汇模型和涡格模型模拟母机的体积效应和法向力效应,采用迭代方法计及母机-外挂物之间的二阶干扰。在气动中心高速所研制的战术导弹气动特性工程计算方法的基础上,以迎角沿弹身轴线和翼片变化的流动条件代替该方法中的均匀来流条件,而建立了非均匀流场中外挂物气动载荷的计算方法。最后采用四阶的 Adams 数值积分方法求解六自由度运动方程而得到外挂物的分离轨迹。与国内外其它计算方法相比,本方法具有适用范围广、迅速、方便、实用等特点。本方法对一系列算例进行了计算,其结果与风洞实验数据具有令人满意的一致性。