新型曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种新型曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其M6、M4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较。结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩的进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能。计算发现,马赫6设计点下,变后掠角+变侧压角的曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复提高5.3%,二者之和为9.4%;马赫4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复提高5.4%,二者之和为11.7%。     

部件性能变化对大涵道比发动机台架性能的影响

应用航空发动机总体性能计算程序,分析了部件性能变化对大涵道比、双转子涡轮风扇发动机总体性能的影响。在几个典型转速下,对比分析了某型大涵道比发动机部件效率降低及流路总压损失增大后发动机台架性能的变化,确定了影响发动机推力、耗油率、排气温度以及压缩部件稳定性的关键因素。     

微射流作用下的超声速流场控制机理研究

以24°压缩拐角为流场模型,针对不同注入总压微射流作用下来流马赫数为2.9的超声速压缩拐角流场进行了数值研究,喷射方向与来流垂直。研究表明,微射流阻挡作用下,其下游速度被减小,而减弱了分离激波强度。此外,微射流与来流耦合会产生正反向旋转流向涡对,在其下洗作用下,高能量流体被带入到边界层底部近壁面处,使此处低能流体被激活,进而增强了边界层的抗逆压能力不易发生分离,且这种激活能力会随注入总压的增加而增强。权衡控制效果和注入能量认为,注入压比(注入总压/来流总压)为0.60的微射流为最优方案,在其作用下,拐角区分离面积被减小了近70%、激波交汇点与壁面的距离被降低了近37%、分离激波强度被削弱近12%。     

竞技体育运动中疲劳与恢复的基础因素及生理评定的研究现状综述

在人类进入21世纪的今天，世界竞争技体育也向着更高层次发展；竞技体育运动只有通过训练才能不断地，更进一步地向自身生理极限和运动极限发出挑战。但是，在竞技体育运动的过程中，却又存在着机体疲劳和恢复的两大主题。为了能够科学地解决一些问题，提高训练质量，国内外许多科研人员进行了大量的论证研究，在对这些有关运动的疲劳与恢复的论证研究和文献资料进行调阅后，我认为有必要对体育运动中疲劳与恢复的基础因素和生理评定方面的研究现状作一些归纳，阐述。     

序列恢复—梯度法在最优控制中的应用

本文在参考文献[1],[2],[3]的理论基础上,对利用序列恢复-梯度法求解实际问题作了探讨,并求解了某飞机作三维上升转弯时的最优轨迹问题。结果发现,利用序列恢复-梯度法所得的结果其精确度是令人满意的,并可以作为数值解的精确解,从而为判断其它数值解的精确程度找到了比较的依据。而文中所求得的数据可供改革某飞机最优上升程序时使用.     

数学模拟在FL—2风洞流场控制系统调试中的应用

本文介绍了ＦＬ－２风洞简化数学模型的建立及半实验模拟实验在风洞流场控制系统中的应用。     

测量汽轮机叶片扭转变形的激光截线法

提出了一种测量汽轮机叶片动态扭转变形的新方法──激光截线法．利用Ｈｅ—Ｎｅ激光截线长的变化对叶片扭转恢复角进行动态测量，其精度可达到和高于激光超高速摄影测量法     

前机身/进气道攻角特性的数值与试验研究

为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性,对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况,同时分析了攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变指数的影响。结果表明:进气道位于机身下侧的布局能在大攻角下降低进气道入口的迎角和马赫数,有效提高飞行极限;在超声来流下,进气道在很宽泛的攻角范围内总压恢复系数都能达到0.94左右,在9°到18°攻角范围内具有较低水平的总压畸变,在此攻角范围之外,总压畸变对攻角的变化很敏感。     

采用新型非轴对称端壁优化设计方法提高涡轮性能的数值研究

为提高非轴对称端壁控制端壁处二次流的潜能,进一步提高涡轮性能,发展了一种新型的非轴对称端壁优化设计方法,并以高压涡轮导叶为研究对象,采用端壁参数化、三维N-S方程流场求解与基于人工神经网络的遗传算法相结合的方法进行非轴对称端壁优化,分析了优化后的非轴对称端壁造型对涡轮导叶流场的影响。结果表明:优化后的非轴对称端壁改善了涡轮导叶的流场,延迟了通道涡的生成和发展,削弱了角涡的强度,降低了导叶通道内的流动损失,涡轮导叶出口处的总压损失系数降低了3.724%。此外,非轴对称下端壁造型对高压涡轮导叶上半叶高流场的影响不大。