中国通用航空发展研究

对通用航空发达国家美国的通用航空现状和发展趋势做了研究,分析了美国通用航空高度发达的主要原因,给出了美国通用航空发达对中国通用航空发展的启示;讨论了中国通用航空极度落后与制约发展的因素;阐述了大力发展中国通用航空的必要性;并对中国通用航空发展前景做了展望。     

超音速来流中侧向喷流干扰流场的数值模拟

通过求解三维可压缩N S方程组,对尖锥/圆柱组合体模型在超音速绕流中的侧向喷流干扰流场进行了模拟,数值方法采用有限体积法,差分格式采用NND格式。分析了干扰流场的结构,研究了干扰效应对气动性能的影响,得到来流Ma∞=3 3和4 5时力放大因子和干扰力矩系数随攻角变化的规律,计算结果与实验一致。     

十字梁实验系统的Terminal滑模控制

在介绍 Terminal 滑模控制器的设计思想的基础上,设计了十字梁实验系统的 Terminal滑模控制器。微喷十字梁实验系统是一个高阶非线性系统,也是一个典型的多输人多输出系统。Terminal 滑模控制保证了输出跟踪误差在有限时间内收敛到零,使系统的动态性能优于普通滑模中的性能。仿真结果表明,使用 Terminal 滑模控制器控制十字梁实验系统是可行的。     

一种新的微细精密航空制造技术—纯水微细电解加工的工艺研究(英文)

为了寻求航空精密微细制造新技术并实现绿色制造和精密微细制造,对一种新型微细电解加工方法——纯水微细电解加工进行了研究。基于水解离机理,在新研制的试验装置上,采用不同的试验条件,进行了一系列工艺试验,探索并揭示了实现纯水微细电解加工的必要工艺条件和工艺规律,加工了圆孔和字母"PW-ECM";还研究了超声振动—纯水电解复合加工新方法,进而在不锈钢薄片上加工出三角、方形盲孔、三角通孔;试验研究结果证明了纯水微细电解加工的可行性。     

大振幅实验对常规动导数实验包容性研究

某飞机模型在南京航空航天大学NH-2低速风洞中进行大振幅振动动态试验.模型绕通过重心的机体坐标轴分别作单独俯仰、偏航、滚转的大振幅振动,采用内式应变天平测量模型的非定常空气动力.通过非定常空气动力建模和动导数仿真方法,获得模型的纵横向稳定性导数和交叉导数.仿真结果与常规动导数试验结果比较,两者在量级和规律上一致.分析表明,模型大振幅振动实验结果包含了常规动导数实验的信息,模型的动导数可以从大振幅振动实验结果中获取.     

双肋式微型气动阀的数值计算与实验

 针对现有微型三角阀效率低的问题,提出双肋式气动阀这一新型微阀,通过两级带圆弧过渡的收敛形肋条,在减小正向气流压力损失的同时,引导逆向气流分为3股后再呈“Y”形汇聚,产生强烈的相互撞击而抵消部分动能,从而减小逆向流量以提高效率。通过数值计算对双肋式气动阀的作用原理进行了分析与验证;加工了特征尺寸为1 mm的三角阀、梯形阀与双肋阀实验件,并设计了相应的实验方案,在微流体实验平台上进行了对比实验。结果表明双肋阀能大幅提高效率：对不可压流,双肋阀可将效率从普通阀的2%～3%提升至14%左右;对可压流,双肋阀能将效率从2%提升至约13%。     

合成射流激励器实现共轴射流掺混控制

对多排列合成射流激励器控制共轴射流掺混流场进行了详细的二维非定常数值模拟。结果表明,激励器的采用可以增强共轴射流的掺混效果;相邻合成射流产生涡对在孔口处经过相互耦合,形成了更强的旋涡对,并以一种新生合成射流作用周围流场;两排激励器较单排激励器相比,前者控制掺混能力更强,这主要是由于相邻合成射流比单个合成射流有着更显著作用力的缘故。     

绕圆头回转体通气空化流型的实验研究

为了深入了解通气空化流动现象,利用高速全流场显示技术,对绕圆头回转体通气空化流型进行实验研究。结果表明,重力效应和通气量对通气空化的多相流流型起主要作用。定义了弗洛德数和通气率两个无量纲数,将绕圆头回转体通气空化分为5种多相流流型,即透明空泡、透明气弹、透明分层、水气混合以及半透明水气混合。流动参数对流型的影响分为2个阶段,即重力起主要作用阶段和重力效应不明显阶段。在重力起主要作用阶段,通气率一定时,随着弗洛德数的增大,附着弹体的空泡倾斜程度变小,弹体上表面的断裂空泡转变为贴着弹体壁面的稳定空泡;弗洛德数一定时,随着通气率的增大弹体上表面断裂空泡的尺度不断增大。在重力效应不明显阶段,通气率一定时,随着弗洛德数的增大,雷诺数变大,流场的湍流强度增大,空泡尾流区域水气交换的程度加剧;弗洛德数一定时,随着通气率的增大,通气空化数减小,绕弹体的云雾状空泡逐渐转变为透明空泡。最后,进一步分析了重力影响下透明空泡脱落的非定常过程,以及反向射流作用下云雾状空泡交替脱落的非定常过程。     

翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——B：动态气动载荷特性分析

针对NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘低频大功率合成射流致动器,对翼型尾缘合成射流作用下的非定常气动特性进行了风洞实验研究。研究表明：尾缘合成射流与横流的相互作用能够有效改变作用在翼型上的气动载荷;单侧喷口喷/吸时,喷冲程气动力系数响应幅值约为吸冲程幅值的3倍;双侧喷口同时工作时,升力和力矩系数的幅值并不是单侧喷口单独工作时喷气幅值的简单叠加,而是处于单侧喷气幅值和喷吸幅值和之间;升力和力矩响应的幅值与喷流动量系数的平方根之间存在近似的线性关系;在动量系数不变时,升力和力矩系数响应的幅值会随减缩频率的增加而减小;给定合成射流器行程,升力和力矩响应幅值与合成射流频率之间近似呈线性关系。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。