飞机穿越微下击暴流风切变的智能控制

在应用模糊逻辑建模与辨识方法建立微下击暴流风切变模型的基础上，根据恒定俯仰姿态改出微下击暴流的飞行引导策略，提出了一种改出微下击暴流风切变的模糊反馈控制系统，并将遗传算法应用于该模糊逻辑控制器的设计。结果表明，本文提出的建模方法能够更真实地反映出飞机穿越微下击暴流风场的动态特性；采用模糊逻辑控制器，可使得飞机在穿越微下击暴流风场时具有较好的改出性能；另外，遗传算法的应用对已设计的模糊逻辑控制器进行了优化，进一步改善了飞机穿越微下击暴流的性能。     

扩散角对汽车风洞扩散段流动的影响

传统的汽车风洞设计一般参考现有风洞的设计经验和沿用工程估算方法.扩散段是汽车风洞的主要部件之一,它的设计经验和估算方法通常基于均匀来流.笔者采用v2f湍流模型研究两种非均匀来流工况下,不同扩散角对扩散段流动的影响.模型风洞扩散段出口速度分布的数值模拟结果与试验结果的一致性表明:使用v2f湍流模型能够真实反映扩散段流动特性.与均匀来流相比,非均匀来流大幅度增加扩散段总压损失因数,约增加420%.壁面摩擦损失和流动分离损失的相互作用使风洞扩散段在某一扩散角下存在最小总压损失因数,且扩散段进口速度不均匀度越大,最优扩散角越大.     

2017年7月一次微下击暴流诊断分析

本文通过分析常规气象观测资料、宁波机场AWOS自动观测资料、新一代多普勒天气雷达资料和NCEP GFS高分辨率分析资料等,对2017年7月12日发生在宁波栎社国际机场附近的一次微下击暴流过程进行诊断分析,研究所得主要结论如下:(1)微下击暴流发生时大气环流背景较稳定,海风锋是引起强雷雨及伴随的微下击暴流的主要天气系统。(2)AWOS自动观测资料显示风、温、压等气象要素的变化均呈现出明显的下击暴流特征。(3)微下击暴流发生时,在雷暴四周约15 km位置出现阵风锋。多普勒雷达速度RHI图像上低层出现辐散;随着反射率因子强核高度从高空的快速下降,地面将出现微下击暴流。     

受限空间内射流影响下主流内气固两相流动实验研究

为了研究壁面射流在受限空间内对不同粒径颗粒群分布的影响及其作用机理,搭建了横向矩形通道内的射流气固两相流动实验台.通过调整均匀流动段内的隔栅网数量和化置,在无射流条件下使不同粒径颗粒在高度方向上均匀充满整个横向通道.在主流雷诺数7.9×104,射流雷诺数1.8×104的条件下,采用PIV系统对流动通道中的气流场和颗粒分布进行测量.由瞬态涡结构图片发现,带主流受限空间内的射流涡结构与自由射流涡结构具有明显差异,存在不对称的连续涡结构发生、脱落与破裂过程.通过观察射流对不同尺度颗粒的影响,详细分析了射流对颗粒分布发生影响的两大机理,并由此预见了壁面射流控制手段在上程上的应用性.     

球锥形罩体热力耦合试验方法研究

本试验方法是在燃气流试验设备产生的高温超声速自由射流流场热环境中,针对燃气流施加的力载荷模拟量不足的情况,设计了一套外力加载装置模拟大攻角变轨机动飞行时所承受的横向气动力,解决了本试验装置在高温环境下的力载荷模拟问题,并成功进行了球锥形罩体的热力耦合试验,本文内容对于类似的高温热力耦合试验具有重要的参考价值。     

冲击射流火焰流场的LDV实验研究

搭建了基于激光多普勒测速仪（LDV）的冲击射流火焰流场实验平台,开发了固态粒子发生器、粒子回收装置和精密位移机构等装置,对单孔喷嘴（功率200W）、同轴喷嘴（功率1200W）的自由射流火焰流场和冲击射流火焰流场进行高精度测量,测量数据具有较高的准确性和可重复性。在冲击射流模式下,利用多个位置点的平均速度分量测量值进行流场重构,获得了冲击射流火焰流场基本特征。实验发现:在靠近冲击壁面区域距中心滞止点约1倍喷嘴直径处出现水平方向速度峰值,该点处可能会形成短冲击距离下换热强度的第二次峰值。在同轴射流工况中,外环同轴射流和中心射流间存在一个内部剪切混合层:在自由射流火焰模式下,该混合层随着射流的发展而耗散;在冲击射流火焰模式下,由于受到滞止区的作用,混合层向外扩张。     

高压射流冲击对贮箱结构的影响分析

为提升新一代运载火箭燃料贮箱多余物防控水平,拟采用高压射流的方式对贮箱内壁进行自动清洗。针对射流清洗时贮箱结构的安全可靠性问题,本文采用理论模拟仿真和试验测量相结合的方法,研究了射流冲击作用下贮箱壁面的载荷、应力和位移分布,分析了不同射流冲击载荷对运载火箭贮箱结构的影响,避免因射流冲击过大导致贮箱壁面损伤,为开展贮箱多余物高压射流自动清理奠定了基础。     

DSMC算法气体壁面相互作用模型

研究了二维非结构网格高超声速稀薄流DSMC方法中气体与壁面相互作用的数值模型。发展了一种基于辐射平衡的壁面温度边界条件,与恒温壁面边界条件相比,该温度边界条件可以克服恒温壁面边界条件的自身缺陷并且能够在流场模拟中适时给出更贴近真实情况的壁面温度;采用了由完全漫反射和纯镜面反射模型组合而成的Maxwell壁面反射模型,该壁面反射模型能够更好地描述气体模拟分子在壁面散射的真实情况。采用本文方法对钝头体外形进行了数值模拟,结果表明本文采用的气体壁面相互作用模型能够提高钝头体背风面后部流场对温度变化的敏感度,并且随着飞行高度提升,敏感度有减弱的趋势。     

一组不同内收缩比二维进气道唇口开启过程实验研究

设计了小型直联式实验台,模拟来流马赫数5.3,对一组具有不同内收缩比的二维进气道唇口开启过程及其特性开展了实验研究.进气道唇口的角度位置和隔离段高度均可调节,由此实现进气道不同内收缩比要求.通过分析进气道底板壁面压力分布,总结了进气道开启过程特性及其影响因素.     

矢量二元收扩喷管热射流复杂流场特征研究

提出了一种二元收 扩矢量喷管的概念 ,用热射流实验台对二元矢量喷管进行了过膨胀状态下的喷管模型热态实验。测量了喷管壁面静压和喷管出口总压分布 ,用红外热成像技术给出了二元喷管热射流流场的清晰画面 ,并对流场特征进行了描述和分析。研究表明 ,在非设计状态 ,二元喷管管内有明显的流动分离现象 ,喷口射流总压严重畸变 ,在热射流流场中 ,射流流场呈现双势核结构。     

附壁射流元件的仿真研究

以数值模拟为主要手段,研究一种附壁射流元件内部流场的速度分布和压力分布,并研究其非定常流动机理.提出主射流的偏转是由主射流两侧的压差导致射流偏斜,进而形成一低压涡流区,低压涡流诱导主射流附壁.附壁射流元件的偏转特性与其几何结构和流体雷诺数有关.在此基础上,用仿真模型模拟流场,优化结构,研究特性,为此类型附壁射流元件的结构改进、优化设计和应用提供了有效途径.     

基于发散光反射式布局的大视场显示方法研究

更大尺度风洞和试验模型以及更长射流的流场测量,对流场显示的视场尺度提出了更高要求.设计和验证两种基于发散光反射式布局的大视场显示方法,分别为反射式聚焦纹影方法和反射式阴影方法.通过改进源格栅和光源,在实验室搭建了一套反射式聚焦纹影显示装置,获得了直径约1.5 m的视场结果.视场均匀性和试验条件下的最短曝光时间表明该方法...     

低旋流数旋进射流流场结构演变的POD分析

利用粒子图像测速技术(PIV)对雷诺数Re=4.5×104的低旋流数旋进射流流场进行了实验测量,并利用本征正交分解(POD)方法对测得的流场进行分解,提取流场中含能大尺度结构.针对3种不同旋流数(S=0、0.26和0.41),对比分析了POD分解得到的空间模态以及用POD模态重构后的脉动速度场的变化规律.POD分析得到...     

平板边界层参数水槽测量与仿真分析研究

利用LDV测试技术,在小型水槽中对零压力梯度的光滑平板边界层进行了平均速度剖面测量。利用测得的速度数据进行从壁面到对数律层尾区全壁面律的拟合求解获得壁面摩擦速度和其他边界层流动参数。在实验测量之外还开展了平板绕流CFD仿真分析,并将实验结果、仿真计算结果和平板经验公式计算结果进行比较。结果表明,基于LDV的全壁面律拟合求解平板表面边界层流动参数具有较高精度,结合仿真分析,可为利用平板开展水中MEMS壁面剪应力传感器标定提供理想的输入。     

自由落体下落速度振荡现象的研究

为了研究自由下落物体的速度震荡现象,基于相对运动原理,应用立式风洞研究了5种典型形状的物体在上升气流中的悬浮特性。模型包括球形、正方体、长方体、短圆柱体和碟形等刚体。风速的平均值由皮托管风速计测得,同时通过CCD相机记录了物体达到悬浮状态前后的运动状态并进行了定量分析。实验结果表明:对称性较好的物体具有较稳定的悬浮特性;而非对称性物体,由于不同姿态角下的阻力系数和扭矩系数不同,很难维持一个稳定的悬浮状态,将伴随姿态的变化不断发生振荡运动。从而说明,空间形体对称的物体自由下落过程中可以达到较稳定的最大下落速度,而形体非对称的物体则难以达到确定的最大速度。除实验研究之外,还采用动态网格数值模拟手段计算了二维方形模型下落过程中的姿态角及运动轨迹,同时得到模型不同姿态角下的阻力和扭矩,计算结果也进一步解释了物体下落速度会发生振荡的原因。     

斜出口合成射流组流场特性犘犐犞实验研究

提出了斜出口合成射流组的概念,应用PIV相位锁定技术对典型单缝、双缝和三缝斜出口合成射流组非定常流场结构进行了测试,并对出口间距比参数变化对斜出口合成射流组沿壁面的动量输运影响特性进行了探讨。结果表明:三缝斜出口合成射流组具有更强的沿壁面动量输运特性,具有更高的合成射流激励器能量利用效率。相邻射流出口间距比是影响斜出口合成射流组动量输运的重要参数,研究结果指出当间距比犛/犎=3.0时,斜出口合成射流组具有较强的沿壁面动量输运特性。     

航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。     

矩形管湍流冲击射流场的PIV实验研究

湍流冲击射流在工程和军事工业中都具有广泛的应用。采用粒子图像测速(PIV)技术,在射流雷诺数为20000和喷口-冲击板间距为4倍喷管水力直径的条件下,对矩形管湍流冲击射流场进行了实验测量,得到了主射流区和冲击区附近测量截面上的平均速度和涡量分布。结果表明,由于射流的卷吸及其与环境流体之间的相互作用,使得射流边界处具有很高的涡量;在流场的流出区域存在一个显著的回流区,这是半封闭冲击射流场的特征结构之一。     

基于时间解析PIV的圆柱绕流尾迹特性研究

采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据,进行流场和频谱特性分析,探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性,以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法,系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明:在圆柱后方存在一个低速回流区,其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域;圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域,湍流脉动最强;圆柱绕流尾迹中,旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右;基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效,可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程,在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。     

数值模拟具有四个腔室的多分支管道二维非定常流动

应用基于Ｇｏｄｕｎｏｖ格式的二维非定常流数学模型，模拟具有四个腔室的多分支管道内的瞬变气体运动，以便对该气体运动的发展过程有一更好的了解。根据所给出的模型编制了相应的计算及绘图软件。数值模拟定量给出了多分支管道内详细的速度矢量场，压力样梯度场及各分支管道的质量流量变化曲线。并对多分支管道内非定常气体运动过程的某些特征做出了分析和讨论。计算结果表明：基于Ｇｏｄｕｎｏｖ格式的非线性波作用计算方法能成功地处理合压力波（包括激波）的传播发展和含复杂几何形状边界的多分支管道流动问题。因此该方法可以作为一个有效的数值分析工具，用来精确预测多分支管道内详细的压力变化、速度变化和质量流量变化的过程。