襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

再入飞行器复杂结构随机振动响应分析研究

本文用MSC／NASTRAN软件对再入飞行器复杂结构轴向随机振动试验和横向随机振动试验进行了响应分析，并与试验测量结果进行了比较，两者基本相符：加速度响应均方根值预示误差小于30％（轴向随机振动响应分析）和50％（横向随机振动响应分析）。本文采用的飞行器复杂结构随机振动响应分析方法和技术途径得到试验验证。     

振动建筑中人的烦恼率

现有的结构振动舒适度验算方法的最大问题是无法定量知道实际设计效果，针对这个问题，本文首先从心理物理学的角度研究了人对振动主观反应的模糊性和随机性，结合国内外有关实验研究，给出了上述不确定性的模糊属度函数和概率分布形式；然后把心理物理学对烦恼率的计算方法移植到结构振动舒适性设计中去，建立了相应的烦恼率计算模型；最后，结合高层建筑风振舒适度问题对该模型的合理性和有效性进行了研究，并把计算结果与实测结果与实测数据以及ISO标准进行了比较，结果表明用烦恼率方法最大的优点是能够非常准确地预测出因风振舒适度导致的不满人数的比例，而且与ISO标准具有很好的一致性。     

傍山地区的强风场特性实测研究

介绍了某傍山地区的强风现场测量研究。采用较高频响的风速风向计与实时数据检测处理系统测得了该地区的风特性,并对一次冬季强风记录进行了分析研究,给出了反映强风脉动特性的两个重要参数-湍流度和阵风系数的关系,指出脉动风速的概率分布直接影响了二者比值大小。此外,通过实测结果与邻近气象站的同期记录比较,发现二者的相关性很差,在整个强风过程中,该地区的最大瞬时风速和平均风速都远远高于气象站的记录,表明傍山地区局部风场有很大的特殊性。     

显微PIV系统与实现

显微PIV系统可用于流体微观层次以及微流体流动的测量,可获得流体速度的场信息以及其中颗粒的场信息。本文主要介绍显微PIV系统所涉及的显微图像获取技术以及图像处理算法。该系统由硬件与相应软件系统组成。其中,硬件主要包括放大倍数为1000倍的光学显微镜以及最大拍摄速度为10000帧/秒的高速摄像系统;IMPACT软件为自行开发的基于C++系统的面向对象程序,其中内嵌多种数据处理与分析算法。通过对尺寸为1μm颗粒运动的测量,对不同数据处理算法进行了检验,结果表明:建立的显微PIV系统可有效获得微观流体流动的图像并可准确进行数据的处理,该系统完全可用于微观流体流动的测量。     

涡流传感器提离效应的研究

通过数值计算表明涡流检测传感器相对于被测导体的提离效应在阻抗平面图上是近似为直线的轨迹。并通过单片机实现阻抗的幅值和相位的测量 ,利用阻抗变换的方法 ,有效地实现了提离干扰信号的抑制     

尾流作用下对转涡轮叶片振动的流固耦合数值分析

采用对转涡轮设计可以提高喷气发动机的推重比.本文应用ANSYS/CFX软件,采用流固耦合数值分析方法对低压涡轮转子叶片进行了分析.对一定的涡轮工况,得到了高压涡轮转子叶片尾流作用下的低压涡轮转子叶片振动的应力和变形变化规律.采用傅里叶变换,对流体激励力、叶片应力及变形相应进行频谱分析,结果表明:在复杂来流激励下,叶片的第一阶振动较易被激起;但高阶振动响应不可忽略;而且叶身温度场不同,被激起的振动阶次也不同.     

非共面近距耦合鸭式布局鸭翼展向脉冲吹气增升特性

对40.前缘后掠角的主翼和40.前缘后掠角的鸭翼所构成的近距耦合鸭式布局简化模型进行了风洞测力、测压实验,系统研究了鸭翼展向脉冲吹气的增升效果,给出脉冲吹气频率以及脉冲宽度与布局升力之间的变化关系.测力结果表明,鸭翼展向吹气提高了该布局在大迎角时的升力,延迟了失速.测压结果表明,鸭翼展向脉冲吹气改善了中大迎角时主翼翼面流态,增加了翼面吸力峰值,延缓了涡的破裂.这说明利用鸭翼展向脉冲吹气涡控技术,可以直接改善鸭翼流场,继而间接改善主翼流场.     

力限振动试验技术理论基础研究

为了深入理解双控方程,由运载火箭有限元模型的多自由度子结构方法,导出缩聚在星/箭连接界面处的全箭动力学方程,定义相应参数后,导出星/箭耦合中的双控方程,给出界面加速度、有源机械系统的自由加速度、界面力、紧固力、源阻抗和负载阻抗表达式,从而加深了对星/箭耦合双控方程的理解,进而促进力限试验技术研究.同时,从多自由度模型简...     

高超声速飞行器结构热模态试验国外进展

高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应,极高的温度及温度梯度,改变飞行器结构热物理参数和力学性能,导致结构弯曲、扭转刚度下降,颤振安全边界降低,影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性,作为反映气动加热对结构影响的重要参数,在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20世纪中期以来,NASA Langley、Dryden等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15翼舵、X-34发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证,近期Dryden研究中心针对X-37方向舵开展热模态试验的探索研究。系统综述了国外开展的热模态试验方法、试验设施和试验结果,总结热模态试验中的工程问题和研究方向,对于国内热模态试验技术的发展、飞行器结构高温性能评估等均具有重要的指导意义。