翼型相对厚度对失速分离特性的影响

雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离.     

利用MATLAB优化设计少片变截面钢板弹簧

本文首先建立了少片变截面钢板弹簧优化设计模型,探讨了利用MATLAB进行最优解求解的可行性,并以某轻型货车前悬架为例,设计了少片变截面钢板弹簧,结果表明利用MATLAB优化设计少片变截面钢板弹簧计算简单易行,速度快,精度高。     

连续变形带斜缠防热层技术研究

介绍了一种用连续变形带来斜缠制造防热层的新技术。通过对工艺和材料性能等多方面的对比试验,结果表明用连续变形带材料,斜缠防热层的制造工艺性得到了很大的改善,缠绕件较为密实,布层排列非常规整,防热层表面无布层扭曲和皱折等缺陷,非常有利于控制防热层的滚转特性,而且材料的力学等性能也有很大程度的提高。由于连续变形带本身具有很强的可设计性,因此本技术有着很大的发展潜力和应用前景。     

某型加力涡扇发动机变几何扩稳优化模拟

本文基于级特性和级叠积模型,发展了涡扇发动机风扇压气机导叶、静叶调节扩大发动机稳定裕度的计算模型,并将其与某型加力涡扇发动机共同工作计算模型相结合,建立了低函道比加力涡扇发动机风扇和压气机变几何调节扩稳的模拟方法及相应的计算模拟程序,并对发动机变几何的调节方案进行了初步的优化分析,结果表明合理的发动机变几何调节可使发动机性能和稳定裕度获得最佳匹配。      

脉冲微分系统关于部分变元的强稳定性

介绍了一种新的稳定性——脉冲微分系统的解关于部分变元的强稳定性,并进而讨论了该类稳定性问题. 首先建立了两个重要的引理,然后再借助于逐段连续的Lyapunov函数,得到了脉冲微分系统的零解关于部分变元强稳定性的一些判定定理.最后阐述了这些定理的应用.      

分布式卫星精确构形保持变结构控制

分布式卫星构形精确保持是实现分布式卫星任务的关键技术。在控制模型不精确和摄动力不确定的条件下,经典控制方法在鲁棒性、动态品质和静态指标的权衡等方面存在不足。本文利用变结构控制方法,设计了分布式卫星精确构形保持的控制器,使控制方法对摄动干扰、模型不确定等具有鲁棒性,因而使构形保持方法在参考轨道存在小偏心率、摄动力存在等非理想情况下仍然可以正常进行。利用高精度动力学仿真环境,对方法的先进性进行了检验。     

连续变速颤振试验信号处理的递推时频分析方法

针对连续变速颤振试验信号的非平稳特点及在线分析需求,提出了一种递推时频分析方法。该方法利用自适应算法跟踪一个时变系统,从而获得具有时变系数的参数化数学模型,进而可得到信号的时变参数谱。数值仿真结果证明了该方法的可行性与优越性,低速风洞气弹模型的连续变速颤振试验验证了该方法的工程应用前景。     

基于内收缩比可调的二元TBCC进气道风洞试验及起动特性分析

为拓宽进气道工作马赫数范围,结合型面变几何技术并充分利用迟滞回路效应的优势,基于外压缩面/喉道高度协同调节的二元TBCC进气道模型,采用数值模拟与风洞试验结合的方法,研究了马赫数为4.0的通流状态下进气道内收缩比（即改变喉道高度）增减对起动特性的影响。结果表明：当进气道处于不起动状态时,降低内收缩比使进气道肩部分离包被吞入继而实现再起动;结合纹影和沿程静压分布等分析,进气道入口波系在各内收缩比下与设计值相符,但内流通道的CFD结果与试验结果存在相对误差ε,且起动状态下的εq比不起动状态下的εb约低1.5%(εq<2.7%,εb<4.2%),表明采用的数值计算方法对于前体激波的预测较为准确,而对于不起动进气道内流静压预测存在误差;获取此类变几何进气道的迟滞回路特性,当内收缩比≤1.79时,进气道正常起动,当内收缩比≥2.54时,进气道不能正常起动,当1.79<内收缩比<2.54时,进气道的起动特性由初始状态和内收缩比的增减趋势共同决定。     

曲率连续的非轴对称短舱气动型面参数化设计方法研究

为了进一步提高短舱内外流的气动性能,基于类别形状函数方法建立了曲率连续的非轴对称短舱气动型面参数化设计方法。主要思路是先设计关键截面型线,再设计纵向型线,最后通过纵向型线周向有序组合建立气动型面。为评价所建立的短舱气动型面设计方法的适用性,从曲率半径分布、主要工况下的流动特性和气动性能三个方面对所发展的方法和基于圆锥曲线的方法设计的超大涵道比(UHBPR)短舱进行了对比研究。结果表明：与基于圆锥曲线的方法设计的短舱相比,所建立的方法设计的短舱气动型面不存在轴向曲率半径波动。由于消除了曲率波动引起的短舱壁面附近局部过度加速形成的高速低压区,在马赫数为0.8的巡航条件下外罩壁面局部阻力降低了4.5%；在马赫数为0.82的飞行工况下,外罩壁面局部阻力降低了5.5%。进气道气动型面设计方法的改进,使得大攻角爬升条件下进气道总压恢复系数提高了0.41%,稳态周向总压畸变指数减小了8.82%。