计算机翼跨声速压力分布的格林函数方法

本文给出一种用格林定理将跨声速小扰动速势方程化成积分方程式,然后进行数值求解的方法,文中对场元强度进行松弛迭代,一般只需20次左右即达收敛。算例表明,该方法结果与差分法结果一致。     

冷轧张应力分布模型及其在辊系变形计算中的应用

以往张应力分布计算多以实验为基础,或理论模型建立过程中采用了过多假设,使张应力分布计算精度受到很大限制,针对这些情况,提出利用变分法建立单元出口张应力计算模型,并与影响函数法相结合建立了冷轧前张力横向分布计算模型及辊系弹性变形计算模型,并开发了相应的计算程序.用该程序计算了某公司单机架可逆冷轧机的单位宽轧制力、辊间压力、轧件厚度以及张应力等的横向分布并进行了分析.实例计算表明,计算结果与生产实测数据吻合较好,证明了理论模型是实用可靠的.     

转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

介绍了风洞试验中的固定转捩形式以及使用限制，通过对某超临界机翼压力分布的试验与数值计算结果的比较，重点分析了不同位置的固定转捩对机翼压力分布的影响，并对出现的问题做了分析。     

结冰翼型表面明冰的压力分布和应力计算

在不同来流速度和攻角下,比较分析了冰型外部压力分布的变化规律,计算分析了外部压力分布对表面冰型的力学特性影响规律,研究了冰型和蒙皮界面间最大剪切应力的变化规律,并结合剪切强度随界面温度变化的实验曲线,分析了最大剪切应力对冰层脱落的贡献.计算结果表明:最大剪切应力是剪切强度的5.48%,因此气动力对冰层的脱落贡献不大;当开启热除冰装置后,由于蒙皮表面温度的不断上升,冰型和蒙皮界面间剪切强度的下降,当表面温度为-2℃时,最大剪切应力超过剪切强度的10%,此位置可能率先产生破裂,从而加速冰层的脱落.      

使用压敏漆进行转子表面压力分布测量

应用压敏漆(PSP)技术对转子叶片表面压力分布进行测量,是当前国际上一项新的航空测试技术。通过查阅大量国内外相关资料,对这种测试技术的测量原理、测量方法、涂漆方式、数据采集与处理、校准方法、应用范围与现状等加以介绍,指出其广泛的应用前景。同时阐述了在航空发动机设计领域推广这种新型测试技术的迫切性与必要性。     

一种改进的计算压力分布的格林函数方法

对计算压力分布的格林函数方法作了一定的改进,虽然格林函数方法能给出比较准确的速势分布计算,但在压力分布的计算方面却比较欠缺,只给出了一个根据离散点上的速势值进行有限差分计算的简单的公式,采用这个公式无法算出物面准确的压力分布。鉴于此,通过对速势积分方程离散化后所得到的扰动速势的解析表达式进行微分运算,得到一组计算扰动速势导数的解析公式,并由此计算了物面上各离散点上的压力系数,其结果相当准确,与Navier-Stokes方程算法及实验结果相比,均吻合较好。另外,还对库塔条件在数值求解速势积分方程中的应用作了一定的改进,使计算结果更加准确。     

亚音速飞机压力分布测量

简要地介绍了亚音速飞机压力分布测量的飞行试验技术,并给出了部分试验结果。对用测压带法进行机翼压力分布测量及滑流对压力分布的影响等问题进行了讨论。     

超声速大迎角条件下小展弦比弹翼压力分布计算研究

为计算超声速高M数及大迎角条件下小殿弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布，采用需元法及非线性压缩性修正方法，获得了与实验数据吻合较好的计算结果。     

钝尾物体底部压力计算

 提出了一种简便可靠的计算钝尾物体表面压力分布及底部压力的方法。将钝尾物体绕流流场分为无粘区、边界层区和分离区。无粘区和边界层区分别用位流理论和边界层理论计算。分离区由根据尾流函数等建立的替代模型模拟。利用奇点法解出整个模型的压力分布。计算釆用迭代法进行。对Vanwagenen模型和鲁尔大学模型进行了计算,结果表明该方法是成功的。     

运输机襟翼压力分布飞行试验测量

为了飞行试验测量运输机襟翼压力分布,国内首次研制了测压带。提供了直接打孔法与测压带法的飞行试验比对测量结果,表明测压带法是准确适用的。在飞行试验中采用测压带测得了某后退双开缝襟翼起飞、着陆构型的压力分布,结果表明襟翼起飞构型的气动设计有待改进,襟翼着陆构型气动效率较高。测压带法适用于飞行试验空气动力学研究和飞机气动特性的演示验证。     

热轧带钢奥氏体再结晶分数的预测

以物理冶金学理论为基础并参照实验室的实验结果，建立起适合不同热轧工艺条件下发生的奥氏体再结晶现象的计算机模型。采用后插法来测定静态再结晶分数。通过对实测结果与预测结果的对比分析可知：作者所建奥氏体再结晶模型和实验结果比较吻合。     

基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测

提出了一种基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测方法,通过对翼型几何特征提取、压力分布曲线的参数化,建立了卷积神经网络模型（CNN）,并利用计算流体力学（CFD）的计算结果作为其训练样本,实现对混合翼型前缘压力分布的预测。结果表明:两种方法计算结果的拟合优度大于0.98,基于深度学习的计算方法耗时1.7 s,CFD方法耗时大于50 s,计算时间大大缩短。该方法能够在满足计算精度的条件下提高计算效率并可应用于其他的翼型设计过程。      

转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

介绍了风洞试验中常采用的前最转捩和后最转捩的特点以及使用中的限制，通过某超临界机翼的试验与数值计算压力分布的比较，重点分析了不同位最的固定转捩对机翼压力分布的影响，并对机翼测压试验中所出现的问题做了分析。通过对高雷诺数风洞试验结果的研究，讨论了低雷诺数风洞中利用自由转捩技术模拟高雷诺数情况下机翼压力分布问题。     

中心突扩燃烧室压强振荡试验研究

对两种结构中心突扩燃烧室在不同入口速度条件下的压强振荡问题进行了气体冷流试验。试验结果表明,随入口速度的增大,压强整体脉动幅值也逐渐增大,脉动主频也有增大的趋势,但不是严格随入口速度的增大而增大。在速度比较低的情况下,单一主频的振荡起主要作用,振荡幅值随速度的增大而增大,当振幅增加到一定值时,该主频的振荡趋于饱和,而次频振荡的作用逐渐增大。对于同一人口速度,燃烧室不同位置,压强脉动的幅值不同,进气道流场的压强脉动幅值最大,而回流区流场的压强脉动幅值最小。     

基于壁面压力分布的非对称喷管反设计

针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷,给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序,并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点,该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%,而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性,为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.      

进气压力畸变试验中面平均紊流度的计算

为研究航空发动机进气压力畸变试验中数据处理方法对面平均紊流度计算结果的影响,通过分析涡扇发动机进气压力畸变试验数据,得到了不同取样时间及不同滤波截止频率对面平均紊流度计算的影响结果。分析表明,只有合理选择取样时间及滤波截止频率,才能保证所计算面平均紊流度的准确性。本研究为进气压力畸变试验中面平均紊流度的计算提供了一种参考方法。     

层板内部压力分布及流阻特性实验

在冲击雷诺数为1×104~6×104条件下,针对不同气膜孔开孔率两种层板模型,实验研究了靶面、冲击面、扰流柱面压力系数分布以及冲击射流、绕流、溢流的局部损失和整体损失系数.结果表明:靶面由于滞止区加速流动向着壁面射流区减速流动过渡,压力系数出现二次峰值.两股冲击射流在靶面相汇形成低压力系数区,相汇后翻卷回冲击面形成低压力系数区.距离冲击孔较远的两排扰流柱表面压力系数分布受雷诺数影响较大.雷诺数Re≤3×104时,压力分布表现为横掠单管的绕流特征.雷诺数Re≥4×104时,压力分布表现为翻卷绕流特征.溢流损失系数最大,绕流损失系数次之,冲击射流损失系数最小.开孔率减小一半,冲击射流损失和绕流损失变化较小,气膜孔溢流损失升高至少4倍.      

摇摆对水平管内单相水阻力特性的影响分析

对摇摆状态下25mm和34.5mm管径水平管内单相水阻力特性进行了实验研究,通过实验发现,摇摆状态下单相水摩擦压降有明显的周期性,并与摇摆周期相同。雷诺数降低、摇摆振幅增加以及管径增加都会使摩擦压降增加。通过对摇摆周期、摇摆幅度、雷诺数和管径等影响因素的分析,给出了摇摆状态下单相水摩擦系数的计算公式。计算结果表明,得到的摩擦压降满足摇摆条件周期波动的特点,计算结果与实验结果符合较好。