大型客机后缘襟翼滑轨整流罩气动外形设计方法

大型客机后缘襟翼机构伸出机翼下表面会带来气动损失,必须设计相应整流罩。整流罩的外形尺寸对气动力影响较大,会直接影响飞机的气动特性。设计整流罩时应该遵循整流罩外形设计要求,使其引起的高速巡航阻力尽可能小。在查阅相关文献、对比研究大量整流罩图片、分析研究计算机辅助设计(CAD)中NURBS曲面曲线描述方法的基础上,建立了一套详细的大型客机后缘襟翼滑轨整流罩外形设计方法,该方法在满足整流罩包裹住机构、减小气动损失等基本要求的同时,缩短了整流罩设计周期。     

壁温对隔离段激波串振荡的影响

为了探索存在换热条件下超燃冲压发动机隔离段内部的复杂流动机理,采用2阶精度的非定常数值模拟程序研究了壁温对隔离段内部激波串振荡特性的影响。结果表明:压力振荡曲线与激波串前缘位置之间存在紧密关系。此外,随着壁温升高,隔离段壁面压力振荡的频率减小、振幅增加。研究还发现,隔离段压力振荡标准差最大值位于激波串前缘激波及其与上下壁面边界层相互作的位置,而湍动能最大值则分布在分离区后侧剪切层区域内。      

等离子体激励式压气机

受吴仲华先生"叶轮机械三元流动理论"的启发,在前期压气机等离子体流动控制研究的基础上,进一步提出等离子体激励式压气机的概念,即将等离子体激励融入到S1,S2流面压气机气动设计之中,以释放常规压气机设计中失速裕度、负荷极限等因素的约束。本文旨在探讨等离子体流动控制在新一代高负荷压气机中应用的前景和研究趋势,通过原理论证与实例分析,首先阐述了等离子体激励式压气机的概念,然后梳理了压气机等离子体流动控制研究的若干进展,以论述等离子体激励式压气机设计的研究基础,最后给出了等离子体激励式压气机的典型技术路径和理论基础。     

Vibration Reduction of Open-chain Flexible Manipulators by Optimizing Independent Motions of Branch Links

In order to suppress vibration in flexible manipulators, a new type of manipulator mechanism with controllable local degrees of freedom is proposed. This mechanism consists of a main chain and some branch links. The main chain is of a flexible open-chain configuration with an end-effector installed at its tip, and the rigid branch links are able to perform active movements. It is proved by kinematics and dynamic analysis that, the branch links bear no direct kinematic relation to the main chain, but their independent motions can strongly affect the dynamic behavior and performance of the flexible manipulator. Then comes a new idea of suppressing vibration, in which independent motions of the branch links are used to suppress the undesired vibration of the flexible main chain through dynamic coupling. On this basis, an optimal method for reducing vibration of flexible manipulators is proposed. Finally, the effectiveness of this method is verified by numerical simulations.     

内置式空中发射运载火箭发射方向研究

对运载器与载机分离过程的几个阶段采用统一模型进行研究,建立了分离过程物伞系统的刚体-质点模型。以此数学模型为基础,对空中发射的分离过程用Matlab/Simulink进行了仿真计算。结果表明,前向发射在分离过程结束时运载器的高度损失和速度损失比后向发射小,性能优于后向发射,对实际工程应用具有重要参考价值。     

Transonic buffet control research with two types of shock control bump based on RAE2822 airfoil

Current research shows that the traditional shock control bump (SCB) can weaken the intensity of shock and better the transonic buffet performance.The author finds that when SCB is placed downstream of the shock,it can decrease the adverse pressure gradient.This may prevent the shock foot separation bubble to merge with the trailing edge separation and finally improve the buffet performance.Based on RAE2822 airfoil,two types of SCB are designed according to the two different mechanisms.By using Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) and unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (URANS) methods to analyze the properties of RAE2822 airfoil with and without SCB,the results show that the downstream SCB can better the buffet performance under a wide range of freestream Mach number and the steady aerodynamics characteristic is similar to that of RAE2822 airfoil.The traditional SCB can only weaken the intensity of the shock under the design condition.Under the off-design conditions,the SCB does not do much to or even worsen the buffet performance.Indeed,the use of backward bump can flatten the leeward side of the airfoil,and this is similar to the mechanism that supercritical airfoil can weaken the recompression of shock wave.     

一体化智能电磁流量计的研制

介绍了一种集传感器,转换器,积算仪器于一体的就地显示式智能电磁流量计,其研制中采用先进的单片微机芯片,实现在线多种信号采集和数据处理,并采用软件容错技术,大大提高了仪表的可靠性和测量准确度。     

低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性数值计算

为了获得低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性,采用数值方法研究带冠动叶叶顶间隙对低压涡轮级气动性能的影响。 对试验测量的扇形带冠叶顶叶栅气动性能进行数值计算,得到的叶栅总压恢复系数与试验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠 性。对没有间隙和3 种动叶叶顶间隙条件下低压涡轮级的气动性能和动叶叶顶间隙泄漏流动特性进行对比分析。结果表明：带冠动 叶叶顶间隙增大导致转子叶尖的出口气流角增大和叶顶间隙泄漏量增加;涡轮级气动效率降低和叶顶间隙泄漏量增加与带冠动叶 叶顶间隙增大呈近似线性变化;在相同叶顶间隙条件下,出口马赫数对叶顶间隙泄漏量的影响较小;随着涡轮级出口马赫数的提 高,出口气流角度减小。     

重力梯度对自由漂浮空间机器人姿态扰动分析

分析重力梯度对在轨运行的自由漂浮空间机器人姿态运动影响。由Lagrange方法建立自由漂浮空间机器人受重力梯度扰动的非线性动力学模型。首先,考虑无控关节自由状态,分析重力梯度对关节运动的影响。其次,利用相平面轨迹分析重力梯度对自由漂浮系统姿态运动影响。最后,由速度偏差曲线分析重力梯度对机械臂的影响。结果表明,当作用时间接近轨道周期或更长时,重力梯度引起的关节偏差已十分显著,且这种扰动作用主要由轨道偏心率决定;关节锁定时俯仰姿态受扰运动有周期振动与翻滚两种形式,若初始角速度满足一定限值可以保证俯仰运动不发生翻滚;当机械臂长时间工作时,忽略重力梯度将产生明显的末端定位误差。     

大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真

为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。