风力机组叶片的先进翼型族设计

大型风力机组叶片设计需要专用的翼型族,以满足风力机组运行的环境要求。高升阻比、低粗糙度影响是该翼型族的气动性能特点。为了发展我国具有自主知识产权的风力机专用翼型族,在科技部863项目的支持下,北京航空航天大学联合国内气动研究单位,通过理论分析、数值模拟和风洞试验等技术途径,开发了两个适用于大型风力机组叶片的先进翼型族。理论分析和风洞试验表明,设计结果基本达到了预先设定的气动性能指标。     

飞翼模型高速风洞PIV试验研究

对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。     

大飞机缝翼滑轨影响研究

通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响.分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律.数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能.实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著.研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考.     

Study on the breakup lengths of free round liquid jets

IntroductionBreakup and atomization of roundliquidjetshad been widely used in internal combustion en-gines,gas turbines,and liquid rocket engines.Recently,with the development of scramjet en-gines and the deepening of fuel atomization re-search,it attract…     

柔性扑翼微型飞行器升力和推力机理的风洞试验和飞行试验

为探讨柔性扑翼微型飞行器产生升力和推力的机理,在研究考虑柔性大变形扑翼气动力计算方法基础上,利用南京航空航天大学低速风洞进行了不同扑动频率、迎角、速度下微型扑翼升力、推力的变化和动态流场显示等风洞实验,并与计算结果进行了比较分析,为微型扑翼机的设计提供了的参考依据.自行研制的微型柔性结构扑翼机成功地进行了飞行试验.      

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.      

模型烧蚀对尾迹电子特性影响的计算和实验研究

 基于气动物理研究的需要,针对高焓风洞的来流特点,采用计算和实验相结合的方法研究聚丙烯烧蚀对尾迹电子密度的影响。结果表明：计算结果可以有效模拟实验状态,电子密度的模拟精度有很大提高,误差在一个量级内;聚丙烯烧蚀可以降低尾迹的电子密度,但幅度不大,在2倍左右,其与选择模型材料的催化特性降低幅度相当;对电弧风洞的成功改进和非稀薄流静电探针诊断技术的应用,是尾迹电子密度测试的前提保障。     

一种地球同步自旋卫星红外弦宽差分定姿方法

 提出了一种定点后地球同步自旋卫星姿态确定方法,推导了它的计算公式。充分利用了定点后卫星相对地球位置固定不变的特点,只利用一个参考矢量和卫星的位置信息,就可以确定卫星的姿态,完全消除了传统定姿态方法的几何条件限制。由于本方法姿态计算过程中利用的是星上红外地球敏感器测量数据的差分值,消除了测量数据中系统差对定姿精度的影响,使定姿精度提高到0.01°,实际工程应用效果进一步证明了该算法的正确性和精度。     

全模颤振风洞试验三索悬挂系统多体动力学分析

全模颤振风洞试验需要通过软支撑系统模拟飞行器的自由飞行状态并调整模型姿态达到配平状态。参考NASA双索悬挂方案,提出了一种两电机驱动的三索悬挂系统,利用后方两索的同向/反向联动实现模型俯仰和滚转姿态的调整,利用弹簧刚度以及钢绳张力设计实现支撑频率要求。基于柔性多体动力学方法,建立了包括飞行器刚体模型、柔性索、滑轮、弹簧、气动力模型、伺服电机控制在内的复杂系统动力学模型,其中,利用任意拉格朗日-欧拉（ALE）变长度索单元描述钢绳,利用不约束物质坐标的索结点约束描述钢绳与滑轮相互作用,利用索结点物质输运速度约束描述伺服电机绞盘,利用飞行力学的气动力模型描述吹风下的气动力。基于该模型,通过小扰动响应辨识研究了弹簧刚度、钢绳张力、连接点位置等因素对支撑频率的影响规律,并分析了系统姿态调整能力,俯仰调整范围达到-12.5°~12.5°,滚转调整范围达到-45°~45°。采用滑轮处电位计测量的钢绳相对位移作为反馈信号,基于设计的控制律利用多体动力学求解器与Simulink对风洞吹风下的姿态调整过程进行仿真,模型达到配平状态,获得了吹风下的索拉力和伺服电机功率,为系统设计提供基础。     

基于随机粒子追踪方法的环形燃烧室点火动态模拟

为了深入研究低排放燃烧室点火联焰规律,在全新的环形模型燃烧室中开展了点火模拟和试验研究。点火模拟采用随机粒子追踪方法,能够基于时均冷态流场的仿真结果快速模拟火焰传播过程。环形燃烧室包含16个中心分级旋流器,仅向预燃级通入丙烷,用于模拟航空发动机低排放燃烧室点火状态下的空气燃油分级。试验采用PIV技术测量3个头部区域流场,利用高速相机拍摄火焰CH*/C2*基团化学发光信号。对多个流量和当量比条件下的联焰过程、联焰时间和传焰速率进行了分析,试验和模拟的结果均表明：环形燃烧室内火焰双向传播,燃烧室内外环流速度差异导致了双向火焰传播速度差,传焰速率随燃烧室湍流速度和当量比的增加而增加。点火模型很好地捕捉了环形燃烧室点火动态,所得传焰速率也符合湍流火焰传播规律,表明该模型具有较强预测能力。