基于环状超声速气流引射作用的靶式气流磨研究

气流磨作为生产超精细粉末的设备在工业界得到了广泛应用。通过数值模拟和试验验证,提出了一种超声速靶式气流磨。该气流磨采用环状超声速气流引射颗粒流,使其达到超声速状态并获得极大动能,以颗粒束形式维持于气流中心,准确碰撞靶头,实现超声速粉碎。对颗粒速度和运动轨迹的两相流数值模拟结果表明:在总压1.5 MPa、马赫数3.0的超声速气流引射作用下,粒径为25~1 μm的颗粒可加速至440~530 m/s,并精准地碰撞靶头。在此基础上,设计制造了超声速靶式气流磨并进行了铁粉粉碎试验和靶头侵蚀试验,结果表明:颗粒具有极大的碰撞能量,且与靶头发生了聚焦式碰撞。     

强气流扰动下无人直升机自主导航技术发展与展望

无人直升机在低空、山区、海面飞行时，极易受到危及其飞行安全的强气流干扰，提高强气流扰动下无人直升机的自主导航性能对于其飞行安全具有极其重要的意义.本文对强气流扰动下无人直升机自主导航技术的发展过程、现状和趋势进行总结展望.文章在阐述无人直升机相关概念的基础上，分析了影响无人直升机导航性能的强气流扰动特性和建模方法，说明了强气流扰动对无人直升机及其导航系统的影响情况，基于无人直升机导航系统总结了对强气流扰动进行测量、估计的方法，并根据研究现状展望了未来强气流扰动下无人直升机的自主导航研究发展趋势.对无人直升机自主导航中强气流扰动的有效解决能够有助于提高直升机在复杂环境下的飞行和导航性能，促进我国无人直升机自主导航技术的发展.     

气流展纤工艺中不同压差和送丝速度对碳纤维展宽的影响

为探究气流展纤工艺中不同出口压差和送丝速度对碳纤维丝束展宽效果的影响,依据Venturi原理,搭建气流展纤试验平台,并记录大丝束碳纤维展宽过程,计算不同工艺参数下碳纤维丝束在不同阶段的展宽率和展宽均匀程度。研究结果表明：通过搭建的气流展纤试验台,能获得展宽率高于400%,展宽均匀程度在90%以上的碳纤维丝束,得到的碳纤维丝束的展宽率与出口压差呈正相关,与送丝速度呈负相关;碳纤维丝束的展宽均匀程度与出口压差呈负相关,与送丝速度呈正相关。     

死腔交叉小孔毛刺多余物的高压气流吹除法

为清除Φ１．２ｍｍ孔中的金属毛刺及多余物隐患，采用２３ＭＰａ高压气流双向吹除法，经过试验和ＣＴ检查，证明此方法可确保产品质量。     

北京某国际金融大厦风荷载与火灾流场的数值模拟

对北京金融大厦风荷载进行了计算机数值模拟，给出院 风洞中模型表面风荷载随风向角变化的一般规律并和文献[1]的实验结果进行了比较。给出了实验模型周围的流动图画和气流参数的分布规律，另外，分析了构成该建筑的四栋相邻近的建筑之间发生火灾后的流动特性，提出了比其它建筑结构更易于扩大火灾发展的原因和补救措施。     

彩色计算干涉技术及应用

在对高速气流进行干涉法测量时，由于激波的作用或者光的散射，斑点现象，干涉图的干涉条纹可能会出现不连续，笔者通过仿真M－Z干涉仪或全息干涉仪学光模型，并且采用对多块不规则网格的计算流体力学结果进行重构的直接体视化图形算法，得到了高分辨率的彩色数值干涉图，克服了干涉条纹的不连续性给出了一个弹道靶中超高声速钝锥流场的例子。     

气动射流管阀舵机压力特征的研究

论文针对节流理论分析射流管阀压力特性时理论与试验相差较大的问题，用射流动力学原理分析了射流管阀工作过程，研究了节流理论在分析射流管阀时的适用条件，提出了用气流半径代替射流管内径的修正方法，给出了计算气流半径的公式，试验结果表明修正压力特性较好地反映了射流管阀的压力变化规律。     

几何参数对刷式密封泄漏和刷丝尖端力的影响

建立了一种刷式密封的切片式三维模型,利用计算流体动力学(CFD)方法,计算了刷丝所受的气流力并将其简化为较少量的一系列的集中力.基于力矩平衡和线性叠加原理,提出了气流力引起的刷丝尖端力、转矩的一种定量计算方法.1台刷式密封实验台和1只实验刷环被用于相关理论计算 的实验验证.基于上述理论计算,利用正交实验研究了刷丝长度、刷丝间隙、刷丝排数、安装角、刷丝直径和保护间隙对泄漏率、气流力、刷丝尖端力和转矩的影响.结果表明,总泄漏率及转矩的计算与实验结果基本吻合,各点误差均小于20%.刷丝直径、刷丝间隙、保护间隙及刷丝排数的对总泄漏率影响非常显著,安装角对转矩的影响非常显著.      

舰面流场中起动位置对旋翼瞬态气弹响应影响

为研究舰面流场中直升机起动位置对旋翼瞬态气弹响应影响,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息。旋翼动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,结合不同起动位置对动力学方程进行求解。结果表明:直升机起动位置越靠近舰艏和左舷,桨叶负向挥舞越大。在甲板中心1 m范围内,最靠近舰艏和左舷的位置负向最大位移可达159%旋翼半径,中心处负向最大位移仅为85%旋翼半径,源于靠近舰艏和左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰艉和右舷。研究表明舰面流场垂向气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,改变直升机起动位置能有效降低旋翼瞬态气弹响应。