电液主动控制挤压油膜阻尼器的理论分析

针对旋转机械采用传统的动压轴承构成的挤压油膜阻尼器存在的问题,提出了一种由压电晶体-电液主动控制的动静压混合轴承构成的电液挤压油膜阻尼器(HSFD).对于这种电液挤压油膜阻尼器, 经典的半油膜(π油膜)假设不再成立. 为了求解它的压力分布, 提出了一种适用于含有动静压混合作用时Reynolds方程的求解方法. 在此基础上, 对采用这种电液挤压油膜阻尼器的转子系统进行了理论分析, 从而为实现主动控制奠定了基础.      

Recent experience with different methods of drag prediction

During the recent past the process of engineering design has changed entirely because of rapid developments in computational simulations. In aerodynamic design, computational fluid dynamics (CFD) methods are slowly superseding empirical methods and design engineers are spending more and more time applying CFD tools to analyze and predict the aerodynamic characteristics of vehicles. The purpose of this paper is to review recent experiences in CFD-based drag prediction with an emphasis on flow solutions governed by the Euler and Reynolds-averaged Navier–Stokes equations. For these types of flow solutions, various drag analysis methodologies are outlined and applied to determine the drag of components of as well as whole-body airplanes, helicopters, and ground-based vehicles at subsonic and transonic flow conditions. The review demonstrates that although significant progress has been made, CFD-based drag prediction still faces a number of hurdles that must be dealt with before it will become more widely accepted.     

高精度ENO格式在喷管流动模拟中的应用

本文分析了ＥＮＯ格式的特点,并应用于Ｅｕｌｅｒ方程和全ＮＳ方程的迁移项和压力项,模拟了各种喷管流动。首先计算了ＪＰＬ喷管流动,取得了和实验一致的结果,分析了喷管内产生弱激波的原因;其次计算了非定常二维喷管流动,给出了相应的计算结果,并分析了壁面附近流场的拓扑结构;最后计算了摆动喷管的流动及推力矢量计算,取得了推力随摆角变化的规律,和实验结果表明基本一致。     

跨、超音速流动的区域分解方法与并行算法

研究二维跨、超音速无粘性流动的 Euler方程区域分解方法、并行算法及其应用。通过内边界耦合条件实现相邻子区域解的光滑过渡,以得到总体流场的数值解。发展了一种多块区域之间守恒型的有效内边界耦合方法,对二维翼型跨音速流动和钝头体超音速流动等进行了分区数值求解,分区计算结果与其他单区计算结果作了比较,并讨论了多种区域分解数目的分区计算效率。并行计算采用纯结点并行编程方式和“先进先出”的同步控制等待机制,利用 PVM并行环境对二维绕翼型跨音速流动做了二区和四区分区并行计算。     

单晶硅纳米加工机理的分子动力学研究

对内部无缺陷的单晶硅的纳米切削过程进行了分子动力学模拟.通过模拟结果,对单晶硅纳米切削中的切屑形成过程和加工表面的形成过程做出了合理的解释.并用第一原理应力计算方法对单晶硅纳米切削过程中的脆塑转变的可行性进行了研究.     

铝合金小直径薄壁管的全位置焊工艺研究

采用ＭＫ－２００全位置焊管机焊接小直径薄壁铝合金导管,必须解决好焊缝的表面成形和内部气孔问题。分析了气孔产生的原因,并提出了抑制气孔的措施。大量试验表明,采用加填充环和背保护气加压的方法可改善焊缝成形;通过严格的焊前清理、合理的参数设置等抑制气孔的工艺措施可获得理想的气孔合格率。     

基于等效盘模型的滑流对涡桨飞机气动性能的影响

 推导了螺旋桨等效盘模型的相关气动计算公式,建立了考虑螺旋桨桨盘前后压差和滑流旋转速度以及变桨距、螺旋桨转速等因素的较通用的等效盘模型。将等效盘边界条件应用于NAPA软件进行了三维流场计算,分析了流场计算结果和流场特征;并采用某螺旋桨的试验数据对等效盘模型进行了检验,推力和扭矩的计算值与试验结果吻合较好,表明该等效盘模型能较为准确地模拟螺旋桨的推力、扭矩、压力变化和旋转速度变化,能在一定程度上替代真实螺旋桨的气动效应。然后应用该等效盘模型对某四发涡桨飞机的全机三维流场进行了数值模拟研究,分析了螺旋桨滑流对全机流场特征的影响,给出了滑流对全机升、阻力系数的影响量。计算结果表明,螺旋桨后形成的涡能改变下游的流场并使机翼表面流线偏转,螺旋桨滑流能明显改变机翼表面的压力分布,使全机升、阻力系数增大,且滑流强度越大,效果越明显。     

一种新的动网格方法及其应用

 介绍了一种新型的动网格方法。该方法以Delauney图为基础进行整个网格的移动变形：首先是生成满足Delauney特性的Delauney图;然后把对网格移动的特性映射到Delauney图的移动上;最后把网格点在Delauney图以映射的方式进行重新定位而得到新的网格点坐标,从而得到移动后的网格。该方法不需要迭代,因而效率高,并且能适用于任意拓扑结构的网格。以翼身组合体的机翼颤振、翼身融合体的变体过程的非定常流动等为例来说明该方法的高效性及适用面广等特点。     

无人机地面滑行自主起飞的建模与控制

前三点式无人机地面滑行起飞的整个过程由三轮滑行、抬前轮滑行和离地至安全高度3个阶段组成,3个阶段飞机的受力与约束均不相同。根据3个阶段的运动特性和飞机的气动特性,建立了一种通用的无人机地面纵向动力学模型,确定其抬前轮速度和离地速度,从而选择合适的控制策略来实现其自主起飞。以某型无人机为背景,建立了全量的非线性模型,并在此基础上设计了一种起飞的控制方案。仿真结果表明,此模型与控制方案具有较高的工程应用价值。     

背负式S形进气道流场控制技术

通过在已有的S形进气道入口第一弯底部布置一系列类机翼的导流叶片,来改善出口流场分布,抑制旋流,减小出口畸变指数.分析了导流叶片的高度、弦长、攻角和安装位置(轴向位置和横向位置)这几个参数对S形进气道内流的影响,并利用计算流体力学(CFD)方法针对导流叶片的组数展开研究,得到最优结果.结果表明,采用优化后的导流叶片,可以有效抑制内流分离,降低S形进气道出口畸变指数,改善流场品质. 这些分析结果对于涡流发生器的设计有一定的指导意义.