斜出口合成射流控制机翼分离流实验研究

采用倾斜出口合成射流激励器对NACA633-421三维直机翼进行分离流主动流动控制,天平测力结果表明合成射流可以有效地控制机翼流动分离,提升最大升力系数10.4%,推迟失速迎角4°。运用边界层测试技术及粒子图像测速系统(PIV)对合成射流分离流控制机制进行研究分析,结果表明,控制后边界层速度型变得“饱满”,形状因子减小,其底层能量增加,抵抗逆压梯度能力增强。瞬态及时均化PIV测试流场图进一步证明合成射流向主流进行动量注入及掺混后,主流附着机翼表面,翼面附近流体湍流动能和雷诺剪切应力增加,分离点向下游推迟,流动分离得到抑制。     

弹性机翼刚度的静气弹敏感性研究

为保证大展弦比柔性机翼在巡航飞行时的气动性能够达到设计指标,需要在机翼气动外形设计阶段进行型架设计。机翼刚度对气动载荷有显著影响,是影响静气动弹性的重要因素之一。基于流固耦合方法开展变刚度型架外形设计鲁棒性分析研究,建立以机翼刚度为自变量的全机弹性气动导数评估模型,并以机翼扭转角及升力效率为约束,开展机翼刚度敏度分析。结果表明:垂直弯曲刚度、扭转刚度是影响机翼扭转角及全机升力效率的主要刚度特性;在机翼刚度变化不超过10%时可冻结型架外形;全机弹性气动导数与刚度比呈线性关系。研究结果可用于工程型号设计中的目标刚度静气动弹性评估。     

基于CFD/CSD的大展弦比机翼气动弹性研究

考虑气动力非定常效应和惯性载荷作用对机翼气动弹性行为的影响,采用基于Euler方程和有限元的CFD/CSD耦合方法分析了大展弦比机翼的气动弹性时域响应,实现静、动气动弹性一体化计算.计算结果显示在相同马赫数下,机翼静变形随着飞行动压增大而增大;但是随着飞行高度的增加,机翼在进入稳态之前振荡越剧烈,响应超调越大,升力损失...     

矩形闭口低速风洞洞壁升力干扰计算方法的探讨

本文简单地回顾了偶极子法和单马蹄涡法,较详细地介绍了Garner-acum法,并用此法对五种机翼平面形进行了数值计算。在此基础上进一步探讨各种方法的适用范围。对于后掠机翼的洞壁升力干扰修正耒说,这几种方法中宜于选择Garner-acum法,因它既考虑到实际载荷分布情况,又考虑了诱导上洗角展向分布和弦向分布的不均匀。     

地面效应下的不同翼型亚声速气动特性分析

采用数值方法研究了亚声速地面效应条件下不同翼型的气动特性,进一步以Ma=0.5来流工况为例,研究了翼型参数和飞行高度对气动特性的影响。计算结果表明在Ma为0.5、迎角为6°的地效情况下,翼型弯度减小,更容易在翼型前缘产生激波阻力;翼型下翼面后缘弯度增大使得后缘压力更高,升力系数和低头力矩相应增大;随着飞行高度的减小,地效作用加强,翼型下翼面压力增大,下翼面的升力增量大于上翼面吸力损失,机翼升力系数和升阻比增加越来越显著。     

微型涡流发生器对超临界翼型减阻机理实验与数值分析

针对安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻问题,先用风洞实验测出微型涡流发生器对超临界翼型升阻特性的影响,然后采用RANS方程和κ-ε湍流模型进行数值模拟,分析安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻原因。研究发现:微型涡流发生器使下游近壁面处低能气体向上卷起与外层高能气体掺混,近壁面平均湍动能增加、翼型后部脉动压强增大,压差阻力减小;湍流应力由速度梯度、湍流粘性系数和脉动压强共同决定,虽然气流掺混,弦向速度法向梯度减小、湍流粘性系数减小,但展向速度法向梯度和脉动压强增大,湍流应力增大,摩擦阻力增大;微型涡流发生器尺寸很小,完全浸没于附面层内,仅掺混与它高度相当的附面层内流体,对附面层厚度影响小,对翼型升力影响小。     

增加翼型升力的局部振动流动控制技术

以增加升力、弱化激波为目的,采用计算流体力学的方法,开展了流场主动控制技术的研究。提出了内埋压电材料在上翼面引入周期性正弦振动形成附面层扰动这一主动控制方法。利用结构网格和相应的非定常流计算方法,对变形过程中的气动特性进行了数值仿真。分析了各种变形参数对升力特性的影响。以往的研究大多局限在二维翼型的数值仿真,本文将计算方法扩展到三维机翼模型,以进一步验证控制方法的有效性。研究表明,通过适当的参数优化,局部主动变形能够改善翼型背风区的气动特性,起到增升减阻的作用。低马赫数下,非对称翼型升力系数可提高15%;阻力系数减小16%;高马赫数下,通过控制使激波后移,对称翼型升力系数可提高17%。与传统机翼相比,这种自适应机翼负面效应小,不破坏机翼的结构,可以满足多种飞行状态下的气动需要。     

小展弦比机翼低雷诺数升阻特性试验研究

研究的主要目的是确定微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数升阻特性。通过风洞试验测量了几种不同外形机翼的升力系数和阻力系数。研究主要涉及了矩形、椭圆、齐莫曼和反齐莫曼四种平面形状的机翼,并对每种外形机翼分别进行了展弦比为1.0、1.5、2.0的比较试验,文中以矩形翼为例分析了展弦比对机翼升阻特性的影响。为了研究前缘后掠角对机翼升阻特性的影响,进行了后掠角分别为20°、30°和45°梯形机翼的气动试验。试验结果表明:在大部分迎角范围内,同其它外形机翼相比矩形翼具有更高的升力系数,反齐莫曼翼的升阻比最理想;在小展弦比范围内对于平板翼型的机翼,较大的展弦比不会给升力系数提高带来更明显的效果;后掠角20°和30°梯形翼的升阻特性相差不大,后掠角45°梯形翼具有较大的升力系数和阻力系数。     

基于CFD/CSD大展弦比复合材料机翼的气动弹性分析

高空长航时无人机在飞行过程中受气动力的影响,机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形将严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将这种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析。针对一大展弦比复合材料机翼,采用气动/结构耦合的分析方法,利用计算流体力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)ABAQUS联合求解,研究了大展弦比复合材料机翼在不同攻角下和复合材料的各向异性对机翼气动特性的影响。结果表明,大展弦比复合材料机翼受载变形之后机翼的升力系数,升阻比都比刚性体机翼略小,但是随着攻角的增加,弹性体机翼升力系数增加较快,甚至会超过刚体机翼的升力系数。调整机翼蒙皮处的碳纤维铺层角,气动特性变化明显,当铺层角在±45°时机翼扭转刚度达到最大;升力系数和升阻比达到最大。     

基于合成双射流的襟翼舵效增强技术研究

飞机在起降和大机动过程中,襟翼偏角过大会导致襟翼上方出现流动分离,从而使舵面效率降低甚至失效。为有效解决舵效问题,提出了一种基于合成双射流的襟翼舵效增强技术,针对无缝襟翼,探究了合成双射流不同控制参数对升力、舵效的影响规律。研究结果表明：合成双射流能在襟翼表面形成周期性涡结构,增强边界层底部低速流体与主流的动量交换,提高边界层抗逆压梯度的能力;襟翼处合成双射流可有效提高升力、增强舵效;当合成双射流无量纲驱动频率为3.89、动量系数为3.01×10–3时,舵效增强效果最好。此外,还设计、制作了合成双射流激励器与机翼一体化模型,并开展了飞行试验,可实现的滚转角速度达15.69 (°)/s,验证了合成双射流增强舵效的可行性和有效性。     

结构物大面积开启和附近山体对风荷载的影响

通过风洞模拟实验对某具体的工程项目的风荷载进行了研究.该项目外形投影呈贝壳状,坐落在山坡下,并且有大门开启和关闭两种状态.风洞实验结果表明,在大门开启和关闭时,由于结构内部风压的很大变化,内、外表面风压叠加后,结构的风荷载受到很大的影响;另一方面,由于结构背后巨大山体的影响,结构表面的风荷载与没有山体时比较,发生了本质的变化.     

神经网络二次学习影响系数加权法及算例

神经网络由于其本身具有的优越性，已广泛应用于各个领域中的分类，联想问题，为了提高诊断准确度，给出了一种新的神经网络学习算法－二次学习影响系数加权法，并通过算例和实例对上述模型和算法进行了验证。     

论高职的师资结构及其对人才培养的影响

高职院校经历由规模发展向内涵建设转变,高职的师资结构在学历层次、专业结构、实践经验等方面要求相应提高,高职师资的变化直接影响了高职的人才培养工作。     

旋翼悬停性能的Re数影响研究

为了解决由旋翼模型风洞试验数据预估全尺寸旋翼性能的问题,开展了旋翼模型悬停性能试验数据的Re数影响及修正方法研究.采用3种旋翼的不同尺寸的模型进行了对比试验,通过试验结果的分析,研究了胁数对旋翼悬停效率的影响规律;按照旋翼理论的有关公式和定义,参考粘性流体力学的研究结果,推导了对悬停效率进行Re数效应修正的公式;利用推导的公式,对模型试验结果的悬停效率进行了修正计算和比较.对比试验结果表明,Re数较小的旋翼模型的悬停效率相对较低;修正计算结果表明,利用笔者推导的修正公式,可以对旋翼模型试验的悬停效率进行合理的Re数影响修正.     

旋转弹体大攻角非对称涡效应的分析

本文研究了旋转旋成体在超声速大攻角下的体涡非对称脱落和弹体上气动力和力矩的数值计算方法。文中采用冲击横流比拟概念,将绕旋成体的三维、定常、分离流问题转化为二维、非定常、分离流问题来求解。弹体位流模型用沿弹体轴线分布的源汇和偶极子来模拟,弹体背风区的分离涡则用横流平面中的大量离散点涡来模拟。采用经修改的 Stratford 准则来检验横流平面中边界层是否分离。典型算例结果表明,本文提出的方法能正确描述旋转弹体大攻角流动的主要特征。     

航空子母弹时序抛撒散布效果数值仿真(英文)

对采用时序抛撒的航空子母弹工作过程、子弹外弹道初始条件、落点散布模型进行了探讨,建立了时序抛撒外弹道初始条件模型和落点散布模型,并进行了数值仿真。根据仿真结果分析了影响落点散布的主要因素,验证了时序抛撒对改善散布效果的可行性。采用时序抛撒,并通过优化各空投参数,可使系统达到更佳的作战效能,而且可为时序抛撒机构结构设计、结构优化及散布效果分析提供理论指导。     

瞬态压力测量中通道效应的修正(英文)

某些情况下，在测试瞬态压力时必然包含有连接通道，内燃机示功图的测量就是一个典型的例子。但是通道的气动特性使测录的压力波发生畸变，本文考虑了通道中的非定常、非等熵流动，并且提出了一种特殊的逆特征线法用于对畸变直接进行校正，实验结果显示通道的畸变效应可以得到完全的修正。另外，本文指出在传感器的安装、维护、寿命和抗热冲击等方面，连接通道的存在反而是有利的。     

脉动压力传感器研制

测量脉动压力用压阻式压力传感器，通过有限元应力分析求得灵敏度高、线性又好的双岛硅膜片结构；采用双面对准光刻工艺，各向异性腐蚀微机械加工制硅膜片等新技术。最后给出了脉动压力传感器的动、静态性能指标。     

提高职业院校德育实效性的探索

加强职业院校德育工作，提高德育实效性，是新形势下社会发展对职教工作者提出的一项重要任务。本文结合实践，提出了如何提高德育实效性的一些做法和思路。     

细长体大迎角绕流的滚转角特性

尖拱和钝拱细长体的截面侧向力分布呈现明显的滚转角效应。不同滚转角下尖拱侧向力沿轴向分布曲线(CC～x/D)的相位和半周期各不相同,截面侧向力随滚转角变化(CC～)呈现一定的无规律性;而钝拱CC～x/D曲线的相位和半周期基本相同,但振幅值大小依赖于滚转角,CC～分布呈完全的无规律性。尖拱模型头部的加工精度导致的微扰动使得尖拱CC～x/D分布变成型式基本一致的两簇曲线,其特征点和半周期分别对应相同,CC～分布呈现典型的双周期方波。