加入纳米颗粒的相变悬浮液黏性和热导率特性

提出了在相变悬浮液中添加TiO2纳米颗粒以提高其热导率的概念,并使用旋转流变仪和热物性仪测量了这种新型悬浮液流变特性和热导率。研究结果表明,对于体积浓度为10%的相变悬浮液,当加入的纳米颗粒质量浓度不超过5%(体积浓度1.18%)时,低剪切率下悬浮液表现出非牛顿流体的特性,高剪切率下仍可视为牛顿流体。相变悬浮液的黏性随纳米颗粒浓度增加而增加,当纳米颗粒质量浓度为5%时,相变悬浮液的黏性提高约23%。相变悬浮液的热导率随着纳米颗粒浓度的增加而增加,当纳米颗粒质量浓度为5%时,相变悬浮液热导率提高约7.3%。     

舵面矢量喷流对现代战斗机气动特性的影响

在双三角翼、椭圆机身的先进战斗机气动布局中配置舵面矢量推力装置,系统研究了该舵面矢量推力装置引起的纵向矢量喷流和横向矢量喷流对机翼绕流及其气动特性的影响,同时还研究了舵面矢量喷流的落压比NPR、舵面的纵向和横向偏角D_p、D_y以及纵向舵面的宽度W_ｐ和舵面的配置等因素对喷流干扰效应的影响。     

鸭翼展向吹气涡控技术增升特性研究

利用低速风洞测力实验,对一个机翼前缘后掠角为40°的近距耦合鸭式布局简化模型,系统研究了不同鸭翼前缘后掠角和鸭翼展向吹气量对该布局增升量值的影响,给出了不同迎角下升力系数和增升量值随鸭翼前缘后掠角和鸭翼展向吹气动量系数的变化曲线.结果表明:在一定迎角范围内(16°~50°),对于不吹气情况,鸭翼前缘后掠角越大,布局的增升量越大,说明鸭翼作为涡控制部件是合适的;当对鸭翼进行展向吹气时,吹气动量系数越大,布局的增升量也越大,说明利用鸭翼展向吹气技术达到间接控制机翼涡,延迟机翼涡的破裂,增加机翼的升力是完全可行的.     

压敏涂料技术在风洞中的应用研究

压敏涂料技术是重要的风洞模型表面压力测量技术之一.作者介绍了压敏涂料的研制及该技术应用于风洞试验时的自动化试验图像采集技术、试验数据处理与修正技术及实际应用中的一些经验,给出了在飞机机翼、边条、前缘襟翼、副翼表面,压敏涂料技术与常规测压孔技术测量结果的比较.     

亚临界雷诺数圆柱绕流远场气动噪声实验研究

针对亚临界雷诺数下圆柱绕流的气动噪声问题,在北京航空航天大学D5气动声学风洞中进行了圆柱绕流远场气动噪声的实验研究。在D5气动声学风洞实验段不同来流条件下,测量消声室中距离圆柱不同位置的自由场传声器的远场声压信号,经过快速傅里叶变换(FFT)获得亚临界雷诺数下圆柱绕流气动噪声随来流速度、接收点距离的变化规律。实验结果表明:圆柱绕流的远场气动噪声在垂直气流方向最大,随着偏离垂直方向角度的增大噪声逐渐减小,属于典型的偶极子噪声源辐射特性;远场气动噪声近似与来流速度的6次方成正比,与接收点到圆柱中心距离的2次方成反比,这说明偶极子类型的噪声源是圆柱绕流的主要噪声源。      

在近距耦合鸭式布局中的涡系结构

在近距耦合鸭式布局的机理研究中,主翼涡和鸭翼涡的干扰方式一直是研究的关键。通过激光片光实验观察了低雷诺数时上翼面主翼涡和鸭翼涡的相互位置,进而分析了在低雷诺数时主翼涡和鸭翼涡的干扰方式。研究表明,鸭翼涡和主翼涡的干扰行为包括卷绕和诱导（影响相互位置或下洗）,但不同强度的鸭翼涡和主翼涡的干扰结果不同。通过初步分析,提出了一个统一的涡系干扰模型。     

平流层飞艇螺旋桨相似准则分析与验证

根据螺旋桨相似理论,选择等Re数和等前进比作为一组相似准则.通过数值模拟验证该相似准则组合的正确性和适用性,着重研究密度对螺旋桨相似性参数的影响,并将螺旋桨数值计算结果与缩比模型地面常规密度风洞试验的有关结果进行了对比分析.结果表明:数值模拟的不同工作高度下螺旋桨无量纲气动力系数相互重合,螺旋桨数值计算结果和地面风洞试验结果基本吻合,表明在所选择的相似准则下,密度基本不影响螺旋桨相似性参数.平流层飞艇螺旋桨可以在地面常规密度风洞中按照等Re和等前进比相似准则进行缩比模型试验,为平流层螺旋桨的试验研究提供参考依据.     

PIV技术在前体非对称涡结构研究中的应用

介绍了北航D4风洞PIV系统的布置及具体实验方案,在此基础上实现了PIV技术在前体非对称涡流动结构研究中的应用.在迎角50°、Re=0.14×10~6~0.55×10~6时,对旋成体X/D=2和3.35截面流动结构进行研究.结果表明,随着Re数的增加截面上流动结构存在从非对称二涡向三涡发展的趋势;在亚临界区,旋涡对非对称压力分布的影响起主要作用;在临界起始发展区及临界区,边界层流动状态及其分离形态对非对称压力分布的影响起主要作用;前体非对称涡沿轴向由二涡向三涡的发展状态在临界起始发展区比亚临界区将向更上游的位置发生.     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

大型飞机增升装置气动机构一体化设计技术进展

增升装置设计作为大型客机设计的关键技术之一,其设计水平的提升将极大提高飞机的整体性能。虽然先进增升装置方案朝着简单形式发展,但其设计目标将结合气动、机构、结构、噪声等复杂考虑因素,以达到最优的综合性能和提高飞行的安全性、经济性和舒适性,是个高难度多学科多约束耦合的设计问题。结合气动优化、机构设计、一体化研究等多方面增升装置设计难点进行论述,并提出相应解决方案,最终完成气动/机构一体化设计。分别回顾了干净构型到巡航构型的外形设计方法;起降构型的气动评估、优化方法;增升装置位置表达方法和机构设计研究现状。最后阐述了气动/机构一体化设计方法的思想,总结了国内外在该方向所进行的研究和取得的成果。