飞机平尾偏转对大迎角动态气动特性的影响

给出了 BJ-1背景机有不同平尾偏角时静态和大振幅俯仰振荡情况下的气动特性。根据风洞实验结果,采用基于三角剖分数据库建模的方法,计算了任意平尾偏角和任意振动频率时的背景机动态气动特性,与实验结果比较表明,提出的有平尾偏角的建模方法能提供任意舵偏时的全机气动特性。在非定常建模的基础上,采用动导数仿真,分析了不同平尾偏角时的动导数,结果表明,水平尾翼偏角主要对零动态阻尼所对应迎角有较大影响,随着舵偏角的增大,该迎角减小。     

扩压器-水泵内非稳定流动研究

水泵内部流动实质上是复杂的三维非稳定流动 ,它对水泵性能及结构振动有重要影响。本文介绍了一种求解这种复杂内流动的数值方法。三维雷诺数平均的纳维斯托克斯方程 ( 3-DReynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)以及标准 k-ε的方程用于描述水泵内非定常紊流流场。系统特性方程与水泵的 CFD模型相结合以考虑流体在管道中的加速 ;采用任意滑移网格界面模拟叶轮和静止部件之间的相互干涉 ;将整个叶轮作为分析对象 ,以考虑失速情况下流动的周向非对称。这些技术的结合包括了水泵内非稳定流动的物理实质。一台实验数据比较齐全的离心式 -扩压器水泵被用于验证所提出的数值方法     

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第二部分 可控扩散叶型的实验与数值模拟

目前 ,大量的可控扩散叶型 (CDA)已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验 ,证明了在可比的气动设计条件下 ,CDA叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级或多级测试 ,CDA提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配 ,并最终减少研发费用 ,提高喘振裕度 ;由于 CDA叶型具有增厚的前缘和尾缘 ,这为压气机寿命的提高提供了保证     

吸力面翼刀控制压气机叶栅二次流的实验研究

在低速风洞上通过详细测量叶栅的出口流场 ,研究了叶片吸力面上不同高度处加翼刀对压气机叶栅损失和二次流的影响。实验结果表明 ,合理地选择翼刀安装位置 ,可有效地控制压气机叶栅的二次流 ,降低叶栅的总损失。     

平台稳定回路有饱和特性时的控制方案设计

平台稳定回路包含饱和特性。本文首先试图设计一个控制器使用工作在线性范围内，但是这种系统不满足平台稳定回路高精度的要求，因此，本文提出平台稳定回路可以采用非线控制，即根据输入信号的不同采取不同的控制策略。     

单支承陀螺转子的动平衡

本文阐述了具有阿基米德螺旋线图案的位标器的基本原理及其运动规律，并说明了这种陀螺转子的振动与绕动的平衡原理与方法。     

H型叶栅通道流计算网格的改进

提出一种壁面正交、尾迹区网格节点分布逐渐均匀化叶栅通道网格生成方法。为了研究壁面处网格正交性对数值计算结果的影响，推导出壁面附近流动参数一阶导数离散误差与网格线交角的数学关系。采用N-S方程分别对平板紊流附面层流和叶栅通道流进行计算分析。结果表明：壁面处网格正交性对附面层内流动计算预测精度影响较大，而对势流区流动影响很小；尾迹区切向网格节点逐渐均匀化分布能更准确计算尾迹区流动。     

复合材料大展弦比机翼的弹性变形对飞机纵向气动导数的影响

针对复合材料大展弦比机翼进行了静气动弹性特性的分析研究。计算应用MSC／NASTRAN软件，以某飞机复合材料大展弦比机翼的静力分析有限元模型为基础，对模型进行合理的修改，建立起静气动弹性分析的有限元模型，使用结构柔度法和亚音速偶极子格网法进行静气动弹性计算，重点分析了纵向气动导数以及相应的弹性修正系数随马赫数、速压变化的特点，总结出复合材料大展弦比机翼的一些气动弹性特性。     

基于模糊模式识别的电力远动通道监控系统

分析了电力远动通道监控系统的现状,为解决其不足之处提出了一种电力远动通道监控的新方案.采用了一种基于模糊模式识别的综合评判远动通道通信质量的方法来实现对远动通道的监控,并详细论述了方案中模糊模式识别模型的建立,同时给出了系统的实现方案.在实际应用中表明,该系统能够有效地解决目前监控系统存在的不足,为电力远动通道监控开辟了新途径.     

自耦合射流对平行主射流的矢量偏转实验研究

为研究自耦合射流与主射流空间布局对主流矢量偏转的影响,采用了二者平行布局的方式,利用压电陶瓷单缝自耦合射流作动器出口两侧的低压区的卷吸作用,使主射流发生了显著的矢量偏转。实验表明,主射流的偏转角与自耦合射流和主射流之间的间距d,高差s等参数有关。在实验条件下,自耦合射流使约5·4m/s流速的主射流产生了最大45°的矢量偏转。