基于2D-LDV技术的船舶螺旋桨三维流场结构分析(英文)

利用2D-LDV设备,通过优化布置测试点,获得了均匀来流下螺旋桨尾流场三维流动数据。展示了宏观的流场动态以及微观的流动信息,如尾涡和梢涡在流场中的分布情况、尾涡部流动的剪切效应、梢涡部的绕流及流动分离状态。计算了水动力螺距角以及螺旋桨附着涡的总环量。试验显示了LDV技术在流动细节测试方面的优势,获得的定量信息可以为相关研究人员提供技术支持。     

发动机故障诊断主状态量模型合理解的选择

主状态量模型是基于发动机故障方程的发动机故障诊断的一种十分有效的方法,它在发动机故障诊断上的成功应用已为大量实例所证实。发动机故障诊断主状态量模型的一个技术关键就是合理解的选择问题。本文给出了选择合理解的基本原则。这些原则可以有效地提高合理解选择的确定性和故障诊断的故障分辨率。对于JT9D发动机的大量故障实例利用主状态量模型(加权最小二乘法)进行了检验。故障诊断的成功率达90%以上,并且得到了许多有用的信息,文中给出了24个实例的故障诊断结果以及故障趋势分析的典型例子。     

等速上仰翼型绕流结构的数值模拟

通过数值求解涡量-流函数形式的N-S方程研究等速上仰翼型的分离流动结构。用ADI方法解涡量方程;用Poisson方程直接法解流函数方程。在计算得到的流场中除可看到实验中观察到的多涡结构外,还发现一些实验中未观察到的现象。将分离流动结构的计算结果与翼型气动力变化相联系,并结合涡动力学理论,定性地解释了上仰翼型产生高升力的原因。     

基于局部Neymark分解的混沌信号与噪声的分离方法

从动力系统和几何的观点出发,提出了基于局部Ｎｅｙｍａｒｋ分解的混沌信号与噪声的分离方法。该方法在一个局部的轨道空间内进行Ｎｅｙｍａｒｋ分解,重构时消除由噪声引起的在某些方向上的错误分量,接着进行反嵌入,使得这一由于噪声影响而发生畸变的局部轨道得以纠正,达到混沌信号与噪声分离（以下简称混沌滤波）的目的,并对其中的反嵌入问题作了较为深入的讨论,仿真实验表明了本方法的有效性。     

模块化技术在飞机 EWIS 研制中的应用

为快速响应航空市场需求,提供高效、低成本的集成飞机产品,全球飞机主制造商均在探索更加科学的飞机集成方案。波音和空客公司采用的是大部段模块化集成方案,2家飞机制造巨头每月可完成10~17 架宽体客机的总装。EWIS线束集成安装是制约飞机,总装快速完成的关键因素,因此,进行 EWIS 模块化研制改革迫在眉睫。模块化设计技术需要在飞机型号设计初期,在气动布局,总体布置,性能参数,电气互联,机体结构等方面按照确定参数与可变参数,进行通用模块与专用模块的划分。EWIS 在模块之间的分离与快速对接是实现模块化设计优势的关键技术之一,所以分离面方案在 EWIS 顶层方案中更加重要。通过模块化技术在 EWIS 的应用实现并行研制,降低研制后期的设计更改,减少机体产品和系统产品的总装周期。     

基于CFD动网格的内装式空射分离研究

研究了使用飞机发射运载火箭时的机箭分离过程。提出了一种可以解决内装式空射分离问题的整体解决方案,主要基于CAD三维实体建模方法、多体动力学方法和结合六自由度运动的计算流体力学(CFD)动网格方法。以CFD动网格计算为核心,进行了空射分离过程关键问题的研究,得到了火箭在载机气动干扰环境下的运动特性,为轨道卫星和弹道导弹的快速、廉价发射打下了研究基础。     

基于ARJ21-700飞机飞控不派遣故障的优化建议

针对某航ARJ21-700机队飞控不派遣故障数据进行统计和分析,提出对飞行控制系统的优化建议,旨在帮助飞机制造商改进系统设计,优化系统逻辑,提高飞机的可靠性和签派率。     

全电无人机主推进直驱永磁电动机热负荷研究

以全电无人飞机主推进直驱永磁电动机为研究对象,分析处于不同工况下主推进电动机热负荷特性.针对主推进电动机开启式结构特点,根据流体力学及传热学理论,建立强风冷却条件下流固耦合物理模型与数学模型,通过仿真计算不同热负荷、不同爬升角度时主推进电动机的温升,分析主推进电动机热负荷及温升随飞行工况的变化规律.对主推进电动机进行风洞与飞行试验.结果表明:热负荷为5500A2/(cm·mm2)时电动机最高温升为124K,与仿真值误差在2%以内,验证了理论分析正确性.无人机主推进电动机热负荷选取范围为3000~5500A2/(cm·mm2).      

贴壁方柱湍流场TR—PIV实验研究

采用时变粒子图像速度场测试技术（TR—PIV）,对低速循环水槽中贴壁二维方柱绕流湍流场进行了细致的测量。通过对实验得到的30000个连续瞬态速度场进行分析,得到了时均速度场和流线图谱,以及流向、法向速度分量的脉动强度场和涡量场。此外,对脉动速度时序信号进行谱分析,得到了流场中低频大尺度相干结构脱落频率。通过对瞬态速度场的分析,揭示了贴壁方柱绕流的旋涡脱落及其发展过程。     

雷诺应力与涡黏性模型的分离流预测对比分析

现代飞行器设计对流动分离的准确预测需求愈发迫切,但使用广泛的涡黏性模型预测结果却不尽如人意。雷诺应力模型凭借其扎实的理论基础有可能获得可信度更高的结果,但其性能优势仍需进一步评估与发掘。选取了SST模型、Stress-BSL(Baseline)模型分别作为涡黏性和雷诺应力模型的代表,对二维驼峰、二维跨声速凸块、跨声速三维ONERA M6机翼等算例进行了数值仿真。结果表明,相较于实验值,2种模型的预测结果均出现流动分离点提前,再附点滞后的现象,但Stress-BSL模型的预测误差更小,表现出了强逆压梯度下预测分离流动的优势。通过分析发现,2种模型对雷诺应力的低估导致了分离区较大。具体表现为SST模型引入的Bradshaw假设限制了湍动能的生成,使得模型计算的涡黏性系数偏小,强逆压梯度下低估边界层雷诺应力,导致流动分离提前。而分离区上缘处的雷诺应力预测偏小则被认为是流动再附滞后的主要原因。对于雷诺应力模型,误差主要来源于雷诺应力输运方程再分配项的模化不准。最后,针对上述原因,对SST模型关键封闭参数进行了重新标定,并进行了初步验证,结果表明修改后的模型预测表现好于原模型结果。