矩形高层建筑平均风压的风洞阻塞效应试验研究

基于同步测压技术,在同济大学TJ-2建筑风洞中进行了单体矩形高层建筑的阻塞效应试验研究。对阻塞度为4.1%、6.1%、8.4%、10.1%的刚性建筑模型在低湍流均匀风场中进行了测压试验,对结果进行了对比分析。主要研究了阻塞效应对模型表面平均风压特性的影响。试验结果表明:在均匀流中,阻塞效应对模型迎风面平均风压系数的影响较小,除靠近角部测点外,影响幅度不足5%;阻塞效应使模型侧面、背风面和顶面平均风压系数降低较为显著,但平均风压系数分布规律没有明显变化。此外,基于风洞试验结果提出了均匀流中矩形高层建筑平均风压的阻塞效应修正公式。     

所需性能导航的飞行模拟机视景仿真实现

为实现适合所需性能导航(RNP)程序训练的飞行模拟机机场视景仿真数据库,从拉萨机场对RNP飞行程序训练的实际需求出发,研究RNP程序,对地形网格算法进行人为干预,引导地形生成需要的效果和精度,满足飞行验证和训练的要求,实现机场三维全态仿真与RNP程序的结合,研究结果可推广到其他类似机场的视景仿真开发。     

航空发动机部件特性修正技术研究

针对传统部件特性修正方法未考虑发动机多状态导致修正精度不高的问题,提出了1种基于粒子群优化和滑动最小二乘法的某型发动机部件特性修正方法。该方法利用粒子群优化算法分别求得在发动机不同状态下的修正系数,并以这些系数为基础,采用滑动最小二乘方法拟合修正系数曲面,从系数曲面上获取原有部件特性图上各点对应的修正系数,从而得到修正特性。试验结果表明:该方法克服了传统方法的不足,提高了特性修正精度,为开展单机监控和视情维修提供准确的部件数据基础。     

螺旋桨动平衡配平中的质心动态修正算法

螺旋桨的传统配平算法缺乏对配重安装位置及配重质量数据的精确修正,导致配平效果较差,本文介绍了一种新的配重质心动态修正算法,可以达到一次性配平成功的良好效果。     

基于LES与FW-H方程的圆柱-翼型干涉噪声数值研究

采用大涡模拟（LES）结合Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程研究了圆柱-翼型干涉噪声的频谱特征和四极子噪声的影响.流场结果与实验吻合较好,声场获得了与实验相一致的频谱形状,翼型前缘30%弦长为主要干涉噪声源.针对计算与实验展向高度不同的问题,首先基于相关函数为三角函数的假定推导了展向修正公式,并与相关文献采用矩形函数、指数函数及高斯函数所得结果进行了对比.结果表明:不同的修正方法修正量差别高达7.6dB,三角函数与矩形函数修正效果类似,优于高斯函数,指数函数修正效果最差.分别采用固体壁面和可穿透数据面作为积分面,研究了体声源的影响,结果表明低马赫数下四极子噪声的影响可以忽略不计.      

DCS5在计算气动声学中的应用研究

对流项采用五阶线性耗散紧致格式(DCS5)离散,粘性项采用6阶中心紧致格式离散,时间项采用5级5阶龙格-库塔时间推进格式求解流体动力学方程组,并由此建立近声场的直接模拟方法。为了应用结构网格在复杂几何形状条件下对流场进行计算,发展了高精度的多块特征对接边界技术。完成了低速无粘振荡圆柱和粘性圆柱绕流等标准计算声学算例,获得了令人满意的结果。     

航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。     

基于四叉树网格下的浸入边界-格子Boltzmann方法

提出了一种基于非均匀四叉树网格下的浸入边界-格子Boltzmann方法.在不同层网格界面上,为了保证物理量的连续性,需要在时空方向上进行插值.由于四叉树同层网格在空间上步长相等、且相邻时间层上时间步长相等,所以在时空方向上采用平均值插值,这样做的优点是时空方向插值既可以达到二阶精度,又可以简化计算过程,节省资源,对任意边界加密下的网格,格子Boltzmann方法的实现比较容易.为了充分利用均匀笛卡尔网格的优势,物面边界的处理采用了速度修正法,与传统浸入边界-格子Boltzmann方法中的直接力法、动量交换法相比,无滑移边界条件得到了较好的保证.同时,把大涡模型加入到浸入边界-格子Boltzmann方法中,实现了在四叉树网格数据结构、边界处理技术、大涡模拟几种模型相结合下,绕障碍物的较大雷诺数流动的模拟.通过不可压缩粘性流中圆柱绕流算例验证,结果与其它方法结果吻合良好.     

风洞试验中测压管路信号畸变及修正研究

采用分布摩擦模型和试验方法分析了简单测压管路系统的信号畸变,分析了数学方法和机械方法修正测试信号的优缺点;讨论了不同参数对管路系统传递函数的影响,同时说明了试验中常见管路连接、弯折、挤压对管路系统的影响,提出了合理利用管路共振效应提高测试数据信噪比的思想,并基于此提出了管路系统的选择及定量的评价准则。结果表明：采用分布摩擦模型理论修正测压管路系统脉动畸变信号是可行的;管路等内径连接、轻度弯折、轻度挤压不会对管路的传递函数造成影响;通过笔者提出的定量评价标准可以高效的选取合理的管路长度。     

基于基本飞行模型的ADS-B航迹修正研究

为有效提高飞机的监视精度,获取准确的飞行航迹,针对ADS-B监视过程中的航迹异常问题,提出了基于基本飞行模型的ADS-B航运修正方法.该方法充分利用ADS-B丰富的飞行数据信息,建立了飞行计算模型和航迹识别模型,最终结合真实数据通过程序仿真验证了该方法的可行性.实验结果表明,该方法能准确、快速修正平飞、转弯、爬升过程中的航迹信息,可以有效提高航迹监视的实时性.