超磁致伸缩电静液作动器磁场分析与优化

提出一种超磁致伸缩电静液作动器（GMEHA）结构,采用永磁体与控制线圈组合提供驱动磁场.首先建立了该组合磁路数学模型,并给出了超磁致伸缩棒内磁感应强度计算解析式;其次,对以上结构进行了有限元分析（FEA）,得出了磁路主要结构参数与磁场分布均匀性之间映射规律;最后进行了作动器磁场试验研究并与有限元分析结果进行了对比,验证了理论与有限元模型的可预测性,给出了该电静液作动器结构设计方法.结果表明:该电静液作动器的最佳驱动频率为250Hz,最大无负载体积流量为0.85L/min,最大阻断力达到了120N.      

三角翼大迎角风洞试验支架干扰数值模拟研究

现代战争要求战斗机能够在大迎角（AOA）状态下进行过失速飞行,对飞机大迎角绕流流场的研究主要的方法有风洞试验和数值模拟。在大迎角风洞试验中,常用的是尾支撑方法,支架的存在会对模型的试验结果产生一定的影响,本文通过数值模拟来对这个影响进行研究。以开源计算流体力学软件OpenFOAM 2.3为平台,采用PIMPLE算法求解Navier-Stokes（N-S）方程,PIMPLE算法是SIMPLE（Semi-Implicit Method for Pressure-linked Equations）算法和PISO（Pressure Implicit with Splitting of Operator）算法的结合体;采用基于有限体积的空间离散方法和空间二阶精度的线性插值方法,时间离散采用后向差分方法,湍流模型采用SA-DDES（Spalart-Allmaras-Delayed Detached Eddy Simulation）模型。为了验证方法的可靠性,首先对0°、10°、30°、50°、70°以及90°迎角下的有支架三角翼绕流流场进行计算,并将计算结果与试验结果进行对比,两者吻合较好。在此基础上,数值模拟了无支架的三角翼绕流流场,对比有/无支架情况下数值模拟结果,得到支架对三角翼绕流流场、背风面压强分布和气动力的影响。计算结果表明：大迎角情况下,有支架与无支架时相比,支架的存在会影响三角翼附近的流场（但是不会改变涡系等流动结构）、改变翼表面压强分布,从而导致三角翼的法向力系数和俯仰力矩系数发生明显变化。     

激励器结构对三电极等离子体高能合成射流流场及其冲量特性的影响

等离子体激励器以其结构简单、响应速度快、环境适应性强等优势,已成为主动流动控制技术和流体力学研究的前沿与热点。相比于传统两电极激励器,三电极等离子体高能合成射流激励器具有更高的能量效率,形成射流冲量更大,有望成为新型快响应直接力产生装置。为揭示激励器结构对射流流场和冲量特性的影响规律,进而优化激励器结构参数,利用电参数测量装置、高速阴影系统及自主设计的单丝扭摆式微冲量测量系统对不同射流孔径、腔体体积和电极间距的三电极激励器放电特性、射流流场及其冲量进行了实验研究。为对比激励器在不同工况条件下的工作特性,定义无量纲能量沉积ε和无量纲射流冲量 I *,并分析了激励器结构参数对ε和 I *的影响。结果表明对于给定无量纲能量沉积ε,激励器存在最优射流孔径;激励器无量纲能量沉积ε和无量纲射流冲量I *随腔体体积增加而减小,随激励器电极间距增加而增加;射流强度及其流场影响区域随腔体体积增加而减小,随激励器电极间距增加而增加。对比不同腔体体积和电极间距工况条件下 I *随ε的变化可知,为设计具有较好射流冲量水平的激励器,在相同无量纲能量沉积ε条件下,应尽量增大激励器无量纲射流冲量 I *。当设计激励器无量纲能量沉积ε小于初始工况时,应增大初始工况激励器腔体体积使无量纲能量沉积ε降低至设计值;当设计激励器无量纲能量沉积ε大于初始工况时,应增大初始工况激励器电极间距使无量纲能量沉积ε增加至设计值,使设计激励器具有较好的射流冲量水平。     

基于动态人工势场法的多机改航路径规划研究

在危险天气条件下,需要研究航班改航路径规划的问题。对传统人工势场法中的斥力势函数进行修正,将目标点与障碍物的距离以及航空器与受限区的运动速度考虑在内,建立了动态人工势场法的多机改航路径规划模型。模型解决了障碍物附近目标不可达问题,并且适应动态运行环境。算例验证了模型的有效性和可行性。     

风向对直升机旋翼与甲板流场结构影响

为了了解直升机旋翼流场与甲板流场的相互作用,采用数值模拟方法对船体与旋翼的复合流场进行求解.分析了不同风向时旋翼流场的流线形态、涡量分布与旋翼平衡性.详细阐述了复合流场中主要旋涡结构的产生及演变过程,并对旋涡结构进行分类.研究结果表明:旋翼流场与甲板流场间存在相互干扰,形成复杂的复合流场.0°风向时,旋翼的存在使得其后方甲板区域的涡流范围与气流下洗趋势增加明显;侧风会增大甲板区域涡流范围,加剧旋翼桨叶不平衡性;右舷15°风向时,旋翼升力能力与旋翼桨叶平衡性最差,该风向不利于直升机的甲板悬停.      

基于场协同原理的横排锯齿翅片湍流传热强化机理

通过数值模拟方法分析了横排(TD)锯齿翅片在板翅换热器通道内传热与流动特性.研究了湍流条件下横排锯齿翅片的温度场,速度场以及两场协同性,探索其强化传热机理.在此基础上获得了翅片高度,翅片间距和翅片宽度对传热与流动的影响规律,并给出了横排锯齿翅片的综合传热性能因子.结果表明:横排锯齿翅片通道内流体扰动强烈,形成了周期性纵向涡流;改善了通道内速度与温度梯度场之间的协同作用,强化传热效果,提高了综合传热性能因子.      

离心压气机进气流场研究及控制

对某车用增压离心压气机进行了三维数值模拟,研究了离心压气机设计点和不同转速下近喘振点进气流场,基于此提出了离心压气机进气轮盖导叶流场控制措施并进行了验证实验.研究表明:离心压气机近喘振点压力面与吸力面压力差异影响到进气流场,导致进气口轮盖附近出现与叶轮转向相反的切向速度;且从低转速到高转速,该与叶轮转向相反的切向速度逐渐增大;离心压气机设计点进气在叶片压力面和吸力面前分别形成与叶轮转向相反和相同的切向速度区域,该区域不限于轮盖附近.轮盖导叶的流动控制方法可以有效抑制近喘振点切向反速度,实验结果表明,轮盖导叶使得离心压气机整体性能得到了提高,在90000r/min近喘振点压比提高了3.4%,效率提高了3.0%.      

热风洞中涡轮叶片温度场红外热像测量方法

提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃气环境中的红外热像测量结果必须按工况进行修正.      

级间通道构型对双脉冲发动机燃烧室局部受热的影响

为研究级间通道构型对双脉冲发动机一脉冲燃烧室气流再附着点的位置和对流换热系数的影响,本文采用基于格心的迎风型有限体积法数值求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,空间离散采用AUSM-PW矢通量分裂格式,时间推进采用3阶三步TVD型Runge-Kutta显式方法,湍流模型采用适合模拟分离流动的改进SST湍流模型,并通过经验公式计算再附着点处的对流换热系数。结果表明:亚声速后台阶流动和固体火箭发动机燃烧室内流动的最大绝对误差分别为8.9%和5.8%;二脉冲工作的不同时刻,当二脉冲装药内孔直径大于级间通道直径时,级间孔直径每增大9.1%,气流再附着点位置平均减小28.2%,对流换热系数平均下降9.6%;其它条件相同时,级间孔宽度增加对气流再附着点位置和对流换热的影响比较小;级间孔角度变大使得气流再附着点的位置和对流换热系数分别平均下降3.4%和3.1%。     

偏心对双级旋流器出口流场影响试验

为了研究双级旋流器在不同偏心量下的冷态流场变化,设计了4种偏心量(分别为0,0.5,1.0,1.7mm偏心)的双级旋流器试验件,并采用粒子图像测速仪(PIV),测量了不同偏心量下流场.试验结果表明:0.5mm偏心下的流场较无偏心下变化较小,但当偏心量大于0.5mm时,双级旋流器出口下游规则的双涡结构变得不对称,并且中心回流区变窄,流场与无偏心下相比差别较大;偏心对双级旋流器出口下游径向速度分布影响较大,在双级旋流器出口X/D=0.5轴向位置附近,当偏心量大于0.5mm时气流径向速度分量变为正向峰值.