超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算

通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角.     

基于微分几何纤维缠绕回转壳封头的厚度计算

应用微分几何理论,建立了纤维复合材料在回转壳封头上稳定缠绕的数学模型,推导出了缠绕角、中心角与轴向坐标之间的微分方程。结合缠绕轨迹在封头上叠带的几何关系,给出了厚度的计算方法。算例表明该计算方法反映了纤维缠绕回转壳封头上厚度的分布规律,可直接应用于结构的初步设计。     

基于高分辨距离间隔像的频率步进单脉冲雷达测角技术研究

 频率步进雷达合成高分辨距离像时对速度补偿的精度要求很高,而采用高分辨距离间隔像处理则可以大大降低这种要求。首先分析了高分辨距离间隔像成像的一些问题;然后阐述了基于高分辨距离间隔像的单脉冲雷达测角机理,并且提出了3 种过采样条件下的单脉冲雷达距离间隔像测角算法,进行了计算机仿真,结果表明距离间隔像交叉项选大测角方法性能优于其它两种方法。     

单向碳纤维复合材料直角自由切削力的研究

以单向碳纤维复合材料(UCFRP)直角自由切削为研究对象,给出了纤维方向角0°~90°范围内的水平和垂直两方向切削力的理论计算方法。基于切削实验观察,发现在小切削厚度下,刀具刃口半径的作用应当考虑到切削力的计算中去。将切削区分为3个变形区分别计算切削力,总的切削力即为此3个变形区切削力之代数和。计算方法中考虑了刀具前角、刀具刃口半径、切削厚度、材料力学性能等多方面实际因素,发现纤维方向角、刀具前角、切削厚度等因素均对切削力的变化有较明显的影响。经计算值与实验数据对比,发现两者间有较好的一致性。     

平面埋入式进气道的数值仿真研究与试验验证

通过对比平面埋入式进气道的流量特性、攻角特性和侧滑角特性的计算和试验结果,验证了本文数值方法的可靠性。在此基础上,利用CFD技术分析了其出口总压图谱的成因,探讨了该类进气道的内流场结构并分析了弹身附面层的影响。研究结果表明:(1)本文所采用的数值分析方法具有较高的精度,所预测的进气道出口截面总压恢复系数的相对误差在1%以内;(2)计算所得到的进气道出口截面高压区位置以及范围大小与试验结果相当吻合,但低压区范围稍大;(3)平面埋入式进气道沿程截面二次流的速度较大,表现为一对反向对涡。随着沿程截面的由前而后,该对涡的影响区域不断扩大,直至整个内通道中;(4)埋入式进气道出口截面的总压损失可分为管道外部损失和管道内部损失两部分。研究范围内进气道的外部总压损失要大于内部总压损失,且随着进气道平均出口马赫数的增高,外部总压损失和内部总压损失均逐渐降低。此外,当攻角从-2°变化到8°时,由于进入进气道内的附面层气流减少,管道外部总压损失不断下降,而其内部总压恢复系数的变化趋势并不明显,因而总压恢复系数随着攻角的增加而增加。     

射流旋涡发生器控制大折转角扩压叶栅二次流

将射流旋涡发生器引入到某折转角为60°的扩压叶栅端壁二次流控制中,研究了射流方向和射流总压对扩压叶栅气动性能及栅内流动的影响.结果表明:当射流旋涡发生器侧向倾角为0°时,仅采用不足扩压叶栅进口流量0.5%的射流流量,即可显著减少栅内损失.射流旋涡有效阻碍和推迟了通道涡发展,在下洗侧将主流流体卷入端壁附面层内,而在上洗侧将低能流体带入主流中,从而减少了角区低能流体聚积,减弱了吸力面的分离流动.当射流进口总压采用与扩压叶栅进口相同的总压时,总压损失减小21.5%,且射流进口总压越大,其控制效果越明显.      

两相混合式步进电机减小齿槽转矩的方法

为提高混合式步进电机的位置和速度控制精度, 需要减小电机的齿槽转 矩。本文推导了两相混合式步进电机定转子等齿距和不等齿距时齿槽转矩的解析表达 式,提出了通过微调定子齿距为最优角度的错齿方法,能够消除气隙磁导4 次谐波产生 的转矩分量,从而减小电机的齿槽转矩。设计了3 台不同定子齿距的样机,对齿槽转矩 和保持转矩分别进行了二维有限元计算和试验测试,结果表明,通过定子错齿方法,能 够明显减小齿槽转矩,使矩角特性的波形接近正弦波。     

壁面小折角对马赫数4.5边界层中扰动演化的影响

为了利用e N方法预测带小折角平板边界层的转捩,采用数值模拟和流动稳定性方法研究来流马赫数为4.5,扩张角和压缩角分别为1°、2°、3°的高超声速边界层中扰动的演化,得到不同角度下不同频率的扰动波沿流向的幅值及增长率分布。并对工程中常用的预测带小折角平板转捩位置的e N方法进行验证分析,指出采用e N方法预测带小折角平板转捩时需要对N值进行修正的概念。     

大攻角机翼的气动弹性计算方法

 本文利用大攻角带分离流机翼的完全非定常非线性气动力计算方法,通过与机翼运动方程的同时求解,在时间域内实现了大攻角机翼非线性气动弹性的数值模拟,根据弹性机翼各种状态下的运动过程,可以得到大攻角机翼的颤振速度等重要参数以及亚临界、超临界等飞行状态的运动规律。算例结果表明,大攻角下机翼的气动弹性问题需引起足够的重视。     

大攻角机翼非线性颤振分析方法

 本文提出了一种计算方法分析大攻角、带分离涡机翼的非线性颤振特性。在机翼变形与广义气动力之间建立一种描述函数关系,利用传统v-g法对机翼运动方程进行求解。此外,还发展了一种迭代运算过程,使得输入的振幅幅值比例调整到与求解颤振方程所得到的比例相协调。计算结果表明本文方法与实验是一致的。