分裂导线平均风荷载阻力系数干扰效应研究

分裂导线在不同风场条件下的阻力系数及干扰效应对导线风荷载的合理化设计十分重要。不同迎风角和雷诺数下分裂导线气动阻力系数特性及干扰屏蔽效应比较复杂。为了研究该干扰效应,设计长细比约为1∶30、长度约为1m 的导线节段模型试验,获得导线平均风荷载阻力系数随雷诺数、尾流干扰的变化规律;进行了不同风速和迎风方向下4、6和8分裂导线节段模型平均风荷载阻力系数试验,总结了多分裂导线阻力系数的屏蔽效应规律特性。试验结果表明,多分裂导线气动阻力系数干扰效应明显,且不同迎风方式对风荷载影响较大,风荷载明显低于现行规范规定值。分裂导线风荷载合理化设计和计算应该重视迎风角度和干扰效应的影响。     

仿鞭毛菌游动的微型机器人近壁运动

鞭毛菌及模仿其运行的微机器人在靠近壁面游动时,其运动模式与远离壁面时有所不同。针对这一现象,本文利用抗力理论和Stokes方程的线性性质,对鞭毛菌在壁面附近运动时流体对其施加的作用力进行分析,建立了鞭毛菌近壁运动的动力学模型。同时计算了细菌在平行于壁面平面内的运动轨迹与游动速度,并与实验数据进行对比分析,结果验证了该理论模型 的有效性。在此基础上,探讨了鞭毛尾的几何和运动学参数与细菌的速度变化量之间的关系。本文研究为微型仿生游动机器人运动控制时规避近壁效应提供参考依据。     

旋翼微多普勒特性实验分析

为分析旋翼及其主要部件的微多普勒效应特点,提出了一种通过微波暗室进行旋翼微多普勒效应测试的实验方法,并通过实例验证了实验方法的可靠性;两种桨叶不同桨叶片数的系列实验结果表明,旋翼的微多普勒特性通过频率把各个散射部件的回波能量分开,旋翼的片数和转速不影响微多普勒特性的分析估算,旋翼的微多普勒特性仅与其运动特性相关;结合直升机目标识别特征,采用短时傅里叶变换方法对实验数据进行微多普勒效应提取,分析了微多普勒效应与入射波和旋翼几何属性之间的关系,得到了旋翼微多普勒效应的频率特性、极化特性和宽频带特性.     

爆炸冲击波对反舰导弹发动机舱的毁伤效应

为研究爆炸冲击波对来袭反舰导弹发动机舱的毁伤效应,应用ANSYS/LS-DYNA软件,对定量TNT和压装8701炸药爆炸产生的冲击波毁伤不同距离处的反舰导弹发动机舱进行了数值模拟。计算结果表明:爆炸冲击波对导弹发动机舱的毁伤以壳体凹陷为主要形式,对凹陷壳体周围区域几乎没有影响;爆炸冲击波对反舰导弹发动机舱的毁伤效应,随起爆点距离增加而迅速减小,且初期衰减速度明显大于后期。10 kg的装药量、炸点位于3 m处时,TNT和压装8701炸药对反舰导弹发动机舱基本无法造成毁伤。     

微流量测量方法及其技术的发展

归纳了近五年来基于MEMS技术的微流量传感器结构及性能参数。根据国际上热门的研究方法推断微流量测量技术可能的发展方向与研究趋势,即集成两种或两种以上的测量方法,实现优势互补,提高测量精度或扩大量程比。最后基于现有的技术基础,提出了融合科氏效应与差压效应的微流量测量方法,阐述了传感器的工作原理与理论基础,并对其可行性进行了分析与论证。     

航空轴承试验器力载荷装置改进方法

为提高航空轴承试验器力载荷装置的加载精度,基于已有试验平台,分析了原加载装置精度偏低的原因,并通过仿真方法予以验证,提出了针对性的改进措施。通过在加载杆中串连传感器,将力信号作为控制变量引入控制闭环,实现对力载荷的直接控制,消除了加载膜片边沿效应的影响;增加预紧弹簧使油压调节阀有效避开非线性工作区域,保证了加载装置的作动速度。经试验验证,改进后的加载装置具有较高的加载精度,且安装、使用方便。     

用杂交元分析层合板壳热弹性

本文基于Hellinger-Reissner变分原理,导出了适用于层合板壳热弹性分析的应力杂交元模型,单元有较少的应力参数和坐标不变性。此外,为了考虑横向剪切变形的影响,本文又在Reissner-Mindlin型假设的基础上,提出了分段直线假设,即将层合板壳沿厚度方向分成若干段,每段包含有若干层,然后作若干段直线假设。这样处理既提高了精度,又不过多地增加计算工作量。数值结果表明,本单元性能是好的,分段直线假设是有效的。     

几何尺度对GAW-1两段翼型升力特性的影响

在大型飞机和高速飞机的起降过程中增升装置空气动力性能的好坏对飞机有着举足轻重的影响.飞机增升装置通常采用多段翼型形式.在飞机设计阶段,一般是采用风洞实验的方法对多段翼型的气动性能进行评估.由于风洞的尺寸和动力所限,实验的模型和实验雷诺数都小于实际飞行情况.在数据的使用时,一般认为实验数据进行雷诺数修正即可.通过实验研究发现,即使雷诺数相同,几何尺度对两段翼型升力特性的影响也是非常显著的.建议在风洞实验中重视几何尺度对气动性能的影响.该研究结果和研究思路可供增升装置的设计和实验研究人员参考使用.     

利用均匀抽吸地板进行高速列车模型地板边界层影响的试验研究

在KD－03低速风洞中研制了一种边界层可人为控制的均匀抽吸地板。研究了在各种来流速度下均匀抽吸地板上边界层与抽吸系数的关系。在该地板上对高速列车模型气动力与地板边界层的关系进行了实验研究。对实验的几种模型状态，边界层吸除使列车模型所受阻力、负向升力和低头力矩均有明显增加，其增量与模型底部形状有关；在有侧滑角时，边界层吸除对模型气动力的六个分量均有影响。在没有边界层控制的固定地板上进行高速列车模型风洞实验，会使实验结果固边界层的影响而产生较大偏差。利用均匀抽吸地板可有效地消除边界层的影响，从而较准确地模拟地面效应的影响，提高高速列车模型风洞实验气动载荷的实验精度。而且，它的实验结果可为没有地板边界层控制装置的风洞中同类模型实验的边界层修正提供参考依据。     

激波风洞高焓流动及其驻点对流和辐射热流测量

在激波风洞中用氢氧燃烧驱动方法获得了总压１４ＭＰａ,总温高达７２００Ｋ的高超声速高焓平衡流,可以模拟再入飞行速度４至５ｋｍ／ｓ的真实气体效应。本文还介绍了高温气流中驻点对流和辐射传热测量技术及其测量结果。