20°圆锥分离流动的发展特性

文章对20°顶角的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了表面压力分布测量和二维粒子图像测速。基于圆锥底面直径的雷诺数0.3×106,迎角0°~35,°包含40个滚转角,以9°为等间隔,滚转角范围0°~351°。文中主要分析了不同迎角下,圆锥段9个测量截面上的压力分布以及积分得到的截面当地侧向力随滚转角的变化特性,由压力分布对测量截面的流动分离状态进行了推断,推断结果与二维粒子图像测速实验进行了比较。结果表明:迎角从0°增大到35°的过程中,当地侧力系数随滚转角的变化曲线分别呈现:①零值线;②连续波曲线;③方波曲线。当侧力系数变化呈现连续波曲线和方波曲线时,所有测量截面上波曲线的周期和相位都近似相同。圆锥上非对称力的产生和发展是由于分离涡的不稳定性造成的。     

20°圆锥低速35°迎角下的压力分布特性

对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6m低速低湍流度风洞进行了圆锥表面压力分布测量.基于圆锥底面直径的雷诺数1.0×10(6),迎角35°,包含了以9°为等间隔的所有滚转角.实验结果包括9个截面周向压力,当地/总侧向力及力矩由表面压力分布积分得到.结果表明,侧向力系数随滚转角的变化曲线为近似方波,其周期和相位沿锥体轴向均相同;压力分布表明对称涡流场为绝对不稳定,不对称涡流场为双稳态;流动为非锥型流动.实验结果检验了前人的理论结果,并与现有的实验结果做了比较,结果吻合.     

潜射导弹运载器水弹道动力学系统辨识

运用基于单纯形的模拟退火算法对某潜射导弹运载器水弹道动力学系统进行了辨识，并探索了未建模不确定性及待辨识参数矢量的维数对辨识精度的影响。结果表明：未建模不确定性对辩识精度的影响较大，而待 辨识参数矢量维数的影响较小；在克服未建模不确定性后，通过采用现代辨识技术可以获得系统的较完善模型。     

基于N-S方程和序列二次规划的翼型优化设计

实际工程中的翼型设计通常是对某一性能良好的基本翼型进行局部改进以满足特定的工程要求。中将N—S方程流场分析程序和序列二次规划结合起来，发展了一种实用的翼型优化设计方法，用以提高基本翼型在多个设计点、在多种约束条件下的气动性能。由N—S方程计算得到的升力、阻力等气动参数构成目标函数，数值优化程序对其进行最优化。超临界翼型的设计算例表明，中发展的翼型优化方法设计质量高，所需机时少，易于实施，有较大的工程应用价值。     

基于RANS方程大型风力机翼型钝尾缘修型气动性能计算

通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常见的风力机翼型钝尾缘修型方法(直接截断、对称加厚、不对称加厚和翼面旋转等)得到的钝尾缘翼型的气动性能,并分析各种修型方法对气动性能的影响。结果表明:直接截断修型方法并未增加此翼型的升力系数但对阻力增加的影响最小;不对称增加厚度引起的升力系数增加最明显,但会引起翼型使用角度区域的移动;通过指数因子形式对称增加时,指数因子在1.8～2.5之间较适中。     

AV90-2轴流压缩机漏油问题的分析研究

对NF-6风洞AV90-2轴流压缩机漏油问题进行了分析研究,提出采用磁力完全密封零重力油封技术的密封环对压缩机轴进行密封处理,并在轴承座内侧迷宫槽1/5长度截面处通入高压气流,形成一个高压气流区,阻挡润滑油泄漏,从而实现密封.测试结果表明:采用密封环和提供高压气方式对轴流压缩机具有很好的密封作用,能够成功运用于解决轴流压缩机漏油问题.     

直升机旋翼桨叶绕流的欧拉方程计算

描述了求解直升机旋翼悬停流场的数值方法。利用悬停流场的准定常特性,采用有限体积空间离散和龙格库塔时间步进格式,在桨叶固连旋转坐标系下直接求解以相对物理参数为变量的三维无粘可压欧拉方程,没有附加任何尾迹模型,其中,应用了多项加快收敛技术。计算了二叶模型旋翼在亚、超音速的流动,并与相应的国外实验数据作了对比,吻合良好。表明应用欧拉方程能够模拟多叶旋翼的悬停流场。     

合成射流致动器出口流场特性分析

通过对合成射流致动器出口非定常流场的数值模拟,研究了不同速度幅值和驱动频率对流场的影响,得到了重要的流场信息。计算结果表明:旋涡对的存在导致喷口中心线和横截面上速度呈现了周期性的波动,但在X/d=18处中心线速度趋于稳定,即出现准稳态射流。     

基于近似边界条件的翼型跨声速颤振数值模拟研究

采用近似边界条件对二维翼型的跨声速颤振进行了数值模拟.计算网格采用静止的笛 卡儿网格,通过薄翼和机翼小变形假设,使用一阶近似边界条件求解欧拉方程;由于文中方法 在计算过程中不需要重新生成网格,节省了大量的时间.计算了Isogai机翼模型的颤振边界, 与参考文献的计算结果吻合良好,证明了基于近似边界条件的跨声速颤振数值模拟方法的高效性和准确性.     

响应面方法在跨声速翼型气动优化设计中的应用研究

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计研究。通过采用分次优化、逐步逼近的方法有效地解决了应用响应面方法进行多变量优化设计时拟合精度较低的问题。首先进行了翼型的反设计来验证该方法的可靠性,然后进行了跨声速翼型减阻优化设计。流场控制方程均采用N-S方程。响应面模型采用完全二阶多项式来构造,试验点的选取满足D优化准则。优化设计算例表明:进行分次优化所构造的模型精度满足设计要求,优化结果误差均小于1%;方法实用有效,减阻设计中阻力系数减少了19.34%。