机翼上表面吹气动力增升简化模型

利用安装在机翼上表面的发动机喷出的尾部高速气流增加机翼升力是一种有效的动力增升技术。不考虑流动分离的影响,建立从发动机尾喷口到襟翼前和沿襟翼偏折两部分流动的增升效果简化模型,根据伯努利方程和楔形流理论得到增升效果计算公式,获得升力系数增加范围。在此基础上,研究了发动机尾部气流速度、机翼上表面面积和襟翼角度的影响效果。研究结果表明,机翼上表面吹气可以很好地改善飞机的低速性能,实现飞机短距起降。     

用于冷原子陀螺仪的高精度数字温度控制器

本文设计了一款高精度数字温度控制器,应用于冷原子陀螺仪的半导体激光器温度控制。文章详细介绍了温控设计的原理、控制策略,控制器采用积分分离PID控制原理,主控制器选用C8051F410,温度传感器采用AD590,通过DRV591芯片驱动半导体致冷器（TEC）并输入相应大小电流进行致冷或加热控制。并开展了高精度温控实验,达到很好的温度控制效果。     

DMFC内部气液两相流动与电性能的短时落塔实验研究

利用国家微重力实验室落塔提供的短时微重力实验环境,对常重力和微重力条件下直接甲醇燃料电池(DMFC)内部的气液两相流动形态和相应电性能等的影响进行了实验研究,发现在微重力条件下,DMFC阳极流道内CO₂气泡速度很小,气泡尺寸随着时间的推移而不断长大,甚至堵塞流道;流道堵塞现象随电流增大而急剧强化.电性能曲线显示,在浓差极化区存在显著的重力效应,电性能的恶化随浓差极化程度的加强而增大.      

飞机机翼结冰计算方法与风洞试验研究概况

介绍了飞机结冰的数值计算方法,包括绕流流场计算、过冷水滴轨迹方程计算和结冰量计算,并给出冰层增长的两种模型;针对结冰风洞试验,指出液滴粒径和液态水含量的测量是试验的难点和重点,并总结上述两个结冰参数的测量方法;给出两种常规结冰缩比方法,并简单介绍混合缩比模型的设计方法。     

基于CFD技术的螺旋桨气动特性研究

通过求解绝对坐标系下的雷诺平均Navier-Stokes方程数值模拟螺旋桨侧流黏性绕流,计算螺旋桨非定常气动特性.为了保证时间精度和提高计算效率,采用含牛顿型LU-SGS(lower-upper symmetric-Gauss-Seidel)子迭代的全隐式双时间法并引入多重网格技术.为了描述桨叶的相对运动,采用运动嵌套网格技术.对于轴流状态,计算结果与实验值吻合良好;对于侧流状态,与工程算法1P(once-per-revolution)载荷法进行了比较,验证了方法的有效性.应用该方法计算螺旋桨在不同来流偏角下的周期性气动特性,可有效地用于螺旋桨的设计.      

仿生微型扑翼飞行器中的空气动力学问题研究进展与挑战

对仿生微型扑翼飞行器相关的空气动力学问题的研究进展进行了综述,并分析了未来发展面临的机遇与挑战。与自然界的飞行生物相比,目前仿生扑翼飞行器的飞行能力还很笨拙,距离高仿生还有较大距离。其中,所涉及的低雷诺数非定常空气动力学问题成为研究者在深入研究时面临的一个主要难题,关键在于数值模拟和风洞实验均难以准确模拟飞行中的实际状态。具体面临的难题主要包括:(1)仿生微型扑翼飞行器所处的雷诺数为103~105量级,属于对转捩与湍流非常敏感的区域,相关的气动机理复杂;(2)柔性翼在飞行中密切相关的动气动弹性问题;(3)高机动飞行导致的动气动弹性耦合飞行力学问题;(4)扑翼飞行的复杂姿态对飞控系统的挑战及反馈耦合算法的设计等。这些层层深入的多学科耦合难题导致了目前具备的研究手段难以为仿生扑翼飞行器的研究提供定量的分析与改进设计。在解决上述难题的基础上,未来可进一步在高机动灵活飞行姿态方面进行深入研究,对仿生柔性翼的刚度分布开展详细设计,使仿生扑翼飞行器具有像自然界飞行生物一样的主动变形能力,可在复杂的环境下具备高机动飞行能力,最终实现高仿生外形和性能的人造飞鸟或人造飞虫。     

一种方形盒坯料快速设计方法

针对冲压件坯料设计存在的难题,本文以方形盒冲压件为对象,提出一种结合径向基函数神经网络(RBFNN)和有限元反向法(IA)的快速坯料设计方法。利用神经网络高度的非线性映射能力,建立方形盒零件几何形状和坯料轮廓尺寸的映射模型。利用有限元反向法为RBFNN提供训练样本,同时采用基于变形路径的坯料优化方法改进了训练样本的精度,提高了RBFNN模型对的坯料外形的预测能力。实验证明采用RBFNN-IA方法可以实现方形盒坯料的快速设计,而且可以提高坯料的预测精度。     

硬X射线调制望远镜卫星热设计及验证

针对硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星轨道外热流环境恶劣、变化极其复杂、多载荷一体结构安装布局的热设计难点,结合天文探测卫星的轨道与姿态特点给出了其外热流分析结果和典型极端工况的选取依据,全面总结了整个型号热控研制过程中以乙烷深冷热管技术为代表的被动低温热设计特点及经验,介绍了望远镜载荷复杂凹表面传热系统的试验模拟验证方法及经验,对整星及望远镜载荷热性能的在轨飞行验证进行了总结和评价。     

结冰风洞过冷大水滴结冰条件模拟能力综述

结冰风洞是进行飞行器等结冰现象及防/除冰装置研究的重要地面模拟设备。随着过冷大水滴结冰现象对飞行性能及防除冰装置设计影响的重要性日益显现,以及过冷大水滴结冰条件适航标准的提出,亟需在结冰风洞中发展SLD结冰条件的模拟能力。本文分析了CFR14-25部附录O中所确定的SLD结冰条件及其对结冰风洞的相关模拟能力所提出的要求;介绍了目前国外几座具有典型代表意义的结冰风洞及气动中心的结冰风洞在发展SLD结冰条件模拟能力方面所取得的成果及所面临的问题。本文认为过冷大水滴的产生及其与云雾颗粒在风洞内的湍流混合、超大尺度的水滴在气流中的过冷以及宽滴谱范围的颗粒度分布测量等问题,是在发展SLD结冰条件模拟能力方面所面临的关键技术问题,提出了中国空气动力研究与发展中心在发展结冰风洞SLD模拟能力方面所采取的技术路线及关键技术解决方法。     

热塑性与热固性复合材料抗坠吸能地板的比较与分析

本文介绍了采用先进的热塑性复合材料和热成形工艺制造直升机座舱地板吸能结构的技术经济可行性研究,并和热固性复合材料进行了对比分析。研究结果表明,热塑性复合材料地板结构试件的吸能性能优于热固性材料试件,并且当生产数量达到和超过一定值时,热塑性复合材料的成本——效率高于热固性材料。