φ500mm型低噪声排风扇风轮气动力设计和研制

本文介绍一种φ５００ｍｍ型低噪声排风扇风轮的气动力设计，它采用修改后的Ｓｔｒａｆｏｒｄ压力分布设计出具有大攻角失速高升力特性的翼型。试验结果表明：这种排风扇的风量比以往的排风扇大４％，Ａ声级噪声和高频噪声均比以往的排风扇降低１６ｄＢ。     

数据误差对飞机气动参数评估的影响研究

飞机在设计过程中,为了获得飞机真实准确的气动参数,通过对飞机试飞数据进行参数评估获取精确气动参数是一种有效的手段。但由于试验测试仪器的因素,试飞数据的误差影响了参数评估的精度。文章通过对已知气动参数的飞机纵向动力学模型进行模拟飞行,分别记录了三组不同控制输入的参数评估所需的时间历程数据,然后分别在高度、速度、迎角、姿态角、角速度、法向过载、轴向过载和升降舵等测量参数的时间历程数据上人为叠加灵敏度、零偏和延时三种误差,利用最小二乘评估法对气动参数进行评估,研究各参数的三种误差对评估结果的影响。结论显示各参数的误差对结果影响量差异明显,延时误差的影响呈非线性。     

减少风力机转矩波动的异步变桨控制

为了减少大型风力机的风轮转矩波动,本文根据风剪切、塔影和湍流对风轮转矩的影响规律提出了一种新型的异步变桨控制策略,即独立地对每个桨叶的桨距角进行控制,从而改变了桨叶上气动力产生的摆振力矩,减少了风轮转矩的波动和桨叶上的不平衡载荷;同时采用单神经元自适应PID控制策略设计异步变桨控制器。仿真结果不仅验证了基于单神经元自适应PID的异步变桨控制策略的正确性和有效性,而且证明采用该异步变桨控制系统不但减少了风轮转矩被动,还减少了桨叶上挥舞力矩的波动、偏航力矩波动和俯仰力矩波动,有效降低了风力发电机组各部件的疲劳载荷,对今后实际风场中异步变桨控制系统的实现具有一定的指导意义。     

不同初凝角下D形覆冰分裂导线气动力特性

通过刚性节段模型高频测力天平测力风洞试验,对D形覆冰二分裂和六分裂导线模型进行了13组不同工况的试验,测得了在不同初凝角下分裂导线整体和60°初凝角下各子导线的气动力系数,攻角范围为0°~360°,并以5°为各攻角间隔,基于邓哈托准则,对D形覆冰分裂导线的驰振稳定性进行分析。试验结果表明：初凝角对覆冰分裂导线气动力特性及驰振稳定性存在影响;在一定风攻角下,子导线尾流干扰对气动力特性影响显著,增大了导线的驰振不稳定性。所得试验结果为D形覆冰二分裂和六分裂导线的舞动分析及其防治技术提供了必要的气动力数据。     

NASA提议削减2亿美元行星科学计划经费

为满足1%的总经费削减,NASA提议2014财年削减行星科学计划经费2亿美元。这对喷气动力实验室(JPL)是不利信号,该实验室曾成功执行了火星巡视探测器任务。国会议员亚当?希夫说,这听起来好像NASA正在掠夺行星科学计划,而且严重降低了火星任务的等级。而国会并不希望NASA削减行星科学计划。但是NASA没有听取。     

叶轮机械弯扭叶片的研究现状及发展趋势

弯扭叶片在20世纪90年代已在英、美等发达国家较普遍地得到应用,在我国也成功地应用于蒸汽轮机,在航空发动机涡轮中的应用也有了良好的开端。文章就叶片弯曲降低能量损失的机理以及静态和动态实验对采用弯曲叶片的效果做了综合评述,对压气机采用弯曲叶片的科研进展,以及遇到的难点也作了概要的介绍。根据我们的设计经验,在文章的最后总结了弯曲叶片级设计时应遵循的几条原则。     

薄平板模型气动导数之间的关系

气动导数识别目前在识别算法、试验技术等方面均有诸多进展,但有关气动导数之间的关系则很少涉及.在国内外文献中总结气动导数之间关系的理论依据的基础上,根据Theodorsen薄机翼理论推导出了以无量纲折减频率为参量的气动导数之间的关系,在紊流风场中完成了薄平板节段模型的风洞试验,采用随机子空间法进行气动导数识别,获得相应的气动导数之间的关系.最后,基于前人和笔者的试验结果,定义了气动导数之间关系的适用范围,给出了一些可供有关研究和设计人员参考的有意义的结论.     

双分裂导线尾流驰振的数值模拟

利用计算流体动力学(CFD)方法对双分裂导线在均匀来流作用下的气动力与流场特性进行数值模拟计算,研究得到各子导线的气动力系数,以及背风侧子导线气动力系数随其与迎风侧子导线相对位置的变化曲线。同时采用两节点索单元模拟导线,梁单元模拟间隔棒,建立双分裂导线的尾流驰振数值模拟的有限元模型,并基于CFD方法数值模拟得到的各子导线气动力参数建立双分裂导线的气动力模型;利用Ruange-Kutta显示积分法对其动力方程进行非线性数值求解,得到其尾流驰振的动力响应。最后以某实际工程中双分裂导线为例,研究间隔棒布置、分裂导线倾角以及风速对分裂导线尾流驰振的影响。上述结论可为双分裂导线的防振设计与研究提供参考。     

喷嘴挡板先导式燃气阀阀芯气动力分析研究

小型燃气开关阀用于控制射流燃气的通断,是飞行器姿态调整机构的关键部件。基于国内外燃气阀的研究,设计了一种喷嘴挡板先导式燃气阀。为研究燃气阀阀芯受力特性,通过动量定理分析得出阀芯所受气动力的主要影响因素为阀口和阀芯直径。实验验证了流场数值模拟的准确性;通过流场数值模拟得出了阀口开度越大阀芯所受气动力越大的结论,同时分析得出了结构尺寸对阀芯气动力具体影响规律为:阀芯直径越大阀芯所受气动力越小,阀口直径越小阀芯所受气动力越大。     

欧拉方程计算气动力时的粘性修正研究

在采用欧拉方程进行气动力计算过程中，由表面压力积分来估计的阻力只考虑了压差阻力，计算得到的无粘阻力分解成诱阻和波阻。为考虑粘性，需进行边界层修正。在层流边界层计算时采用Cohen—Reshotko方法，边界层转捩计算采用Granville方法，湍流边界层计算采用Green方法。计算结果表明，通过粘性修正计算得到的升力、阻力系数(加上了摩擦阻力)更加接近风洞试验结果。