基于自由尾迹和升力面方法的双旋翼悬停气动干扰计算

建立了一个同时适合于共轴式、横列式及纵列式直升机双旋翼气动干扰分析的计算方法。在该方法中,为更好地模拟气动干扰特性及桨尖三维效应,桨叶模型采用了升力面/涡格法,尾迹则使用畸变的自由尾迹模型。通过旋翼下洗速度的计算值与可得到的实验值对比,验证了计算方法的有效性。应用该方法,以横列、共轴、纵列式双旋翼为例,分别计算了悬停状态双旋翼的尾迹特性及诱导速度变化,给出了部分尾迹边界,并对计算结果进行了分析。最后,给出了几点结论。     

掠夺与窃取：时间正义维度下的资本主义探析

时间正义是指自由时间在社会成员中的公平分配,为探析资本主义提供了新维度。在马克思经典文本中,资本家利用绝对剩余价值和相对剩余价值的生产方法,通过“外延”和“内涵”的方式掠夺无产阶级的自由时间;在平台资本主义时期,资本家利用资本化的数字平台,通过诱导进行数字劳动的方式窃取无产阶级的自由时间。资本主义社会生产力的发展并不能掩盖它的剥削底色,也不能实现时间正义。迈入数字经济时代,只有唤出被资本迷雾所遮蔽的积极主体,并用法制阻遏数字平台资本的无序扩张,才能指明时间正义的未来之路。     

高空射流核心区控制的数值分析与试验验证

为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素.通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典型流态的临界压比及其随喷管设计马赫数的变化趋势,以及自由射流试验中压力和马赫数等参数的模拟偏差对核...     

聚焦激光差分干涉法测量超/高超声速流动的进展

聚焦激光差分干涉法（Focused Laser Differential Interferometry，FLDI）作为一种非介入式高时空分辨率的测试手段，适用于高超声速风洞等极端实验环境。从典型FLDI的光路设计出发，介绍了FLDI技术的测量原理以及空间滤波特性；梳理了近年来国内外研究者为满足不同气动问题的研究需求，对典型FLDI技术做出的一系列改进；介绍了FDLI技术在超声速以及高超声速流场（包括高超声速自由流来流扰动、高超声速边界层不稳定波与转捩以及超声速射流噪声辐射等）测量中的应用。本综述展现了FLDI技术在超声速以及高超声速流场测量中的潜力，为后续开展FLDI技术的改进及相关高超声速流场精密测量提供参考。     

基于SST全湍流伴随的尾桨翼型优化方法

为解决当前翼型优化中广泛使用的冻结湍流黏性假设存在的固有缺陷和基于Spalart-Allmaras(S-A)全湍流伴随中湍流模型对气动力计算精度较差的问题，提出一套新的翼型优化方法，其耦合了全湍流连续伴随求解、剪切应力传递（SST）湍流模型封闭的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、自由变形参数化方法和动网格变形技术。基于所提方法，在气动力系数相较于S-A模型有更高捕捉精度的基础上，对NPL9615翼型以最大升阻比为优化目标，并与冻结湍流黏性假设方法对比。结果表明：所提方法将原有翼型的升阻比提高了16.39%，而冻结湍流黏性假设方法获得最终翼型的升阻比仅提高了原有翼型的9.84%，说明所提方法在最优外形的获取上要领先于冻结湍流黏性假设，并且当翼型周围的湍流动能显著提高时，其优势愈发扩大。     

水平轴风力机偏航与俯仰尾流特性

风力机的尾流干扰效应是影响风场下游风力机性能和风场出力的主要因素，通过调整风轮姿态可有效改善尾流干扰效应，但同时也引入了更为复杂的非定常气动特性和尾流场分布。为了研究风轮姿态控制的尾流特性，基于升力线和自由涡尾迹模型建立了水平轴风力机气动和尾流仿真模型，以NREL 5MW风力机为研究对象，在额定风速条件下，研究了叶轮偏航和俯仰工况下的尾流结构特性。在此基础上，对存在风切变和塔架影响时的风力机偏航和俯仰工况产生的尾流干扰进行了分析。研究结果表明：风轮的偏航和俯仰会引起尾流涡结构失稳提前、远尾流区湍流度增大，同时会导致尾流中心发生偏转和尾流作用区域减小，并加快速度亏损恢复，降低尾流效应对下游的干扰。风切变会产生类似风力机俯仰的效果，使得尾流抬升，作用区域减小。塔架对近尾流区的干扰较为显著，而俯仰控制会降低塔架对尾流的干扰。     

激波风洞超燃冲压发动机推阻测量技术

面向高马赫数超燃冲压发动机推阻性能测量需求，基于FD-21高焓激波风洞，建立了基于自由飞原理的发动机模型推阻测量技术，创新引用了电永磁铁悬挂释放技术与高精度时序控制技术。设计了梯形多孔圆形阵列标记板，使用基于圆形特征阵列标记与图像识别技术的模型典型特征追踪方法，并对位移原始数据进行最近邻离群点剔除，用二阶中心差分求取模型加速度并进行傅里叶频谱分析，通过巴特沃斯低通滤波方法去除微分运算引入的高频噪声。进行了发动机模型自由落体运动试验和通流试验，探讨了自由飞测力技术的数据处理方法，获得了发动机模型的受力数据，给出了测量技术的精准度。在自由落体运动试验中，获得的加速度与当地标准重力加速度值偏差约为±2%。在FD-21风洞名义马赫数10模拟条件下进行了两次冲压发动机通流试验，获得的水平方向加速度相对偏差为2.32%，竖直方向加速度的相对偏差为7.44%。     

一种自由装填发动机热匹配失效模式试验方法研究

针对一种自由装填式固体发动机热匹配失效模式进行了试验验证方法的改进研究，通过增加压差传感器，有效减小了传统试验方法测量精度产生的影响，证实了发动机工作过程中包覆套内外压差的存在，有力支撑了热匹配失效模式机理研究结果。