射流控制条件下超声速尾翼弹的气动特性

研究表明,主动式射流涡流发生器可有效控制超声速流动边界层的分离,且能根据实际情况进行自适应调节。该文基于制式122尾翼弹,通过在弹肩前端加装射流涡发生器控制边界层的流动分离,研究其对尾翼弹气动性能的影响。采用DES方法数值模拟了超声速条件下尾翼弹有无射流控制的流场变化情况,分析了加装射流前后尾翼弹表面流体边界层结构及其气动性能的变化规律。数值结果表明,射流控制可有效抑制弹体表面的流体分离,提高尾翼弹的升力与俯仰力矩、减少弹身震动,有利于提高其飞行稳定性及打击精度,可为超声速尾翼弹的改进提供指导。     

微型三角楔超声速绕流特性的研究

基于大涡模拟(LES)方法,结合WENO格式与自适应网格加密(AMR)技术及沉浸边界法(IBM),对来流马赫数为Ma =2.5条件下的平板上微型三角楔绕流流场进行了数值模拟。数值模拟表明微型三角楔涡流发生器可以显著改变超声速流体边界层结构。计算结果清晰地显示了三角楔上游分离区的流场结构和下游各涡的流态,同时计算表明,微楔对边界层控制过程中,其下游的流向涡对与涡环结构都起了重要作用,并对其作用过程进行了讨论。数值计算与相关实验结果相符,且提供了流场的重要细节,揭示了微楔的控制机理,可为超声速边界层控制研究提供重要支持。     

翼型绕流分离的微楔控制

基于大涡模拟(LES, Large Eddy Simulation),结合3阶WENO(Weighted Essentially Non-Oscillatory)格式与沉浸边界法(IBM, Immersed Boundary Method),对NACA0012翼型在来流马赫数为Ma=0.5以及10°攻角下,有无微型三角楔涡流发生器作用的三维绕流进行了数值模拟,对比了两者的流场结构变化。数值结果表明,微楔能显著改变翼型绕流的尾涡结构,并能缩小其表面边界层的分离,提高升力,并对微型三角楔涡流发生器的流体分离抑制机理进行了讨论。     

彩色正片控制光楔的曝光及应用

本文对彩色正片光楔的制作原则及稳定性检测进行了研讨。结合作者的工作实践,对控制光楔在电影洗印加工过程中的应用做了比较详细的介绍。     

气动发动机缸内流场特性研究

以全新研制的电控气动发动机气缸流场域为研究对象,建立其几何模型,运用CFD前处理软件ICEM对流场域几何模型进行网格划分,再运用Fluent动网格技术进行动态模拟计算,分析其气缸内部流场特性,进而得出气体在工作过程中各个阶段的压力场和速度场分布.同时,将模拟计算数值与气动发动机台架实验所得值进行比较.结果表明:动网格数值模拟结果与实验结果较为接近,气动发动机气缸内流场动态仿真过程准确可靠,仿真结果可为气动发动机设计提供参考.当转速稳定于450r/min时,由仿真模拟所得数据计算得此气动发动机指示功率为0.62kW,实验时测算得同条件下实验指示功率为0.55kW,求得仿真和实验指示功率的最大误差为11.2%.利用自制的测功装置测得实验时有效功率为0.45kW,进而求得机械效率为81.8%.研究结果为下一步改善气动发动机性能提供了依据.     

真空包装机气动系统的PC控制

介绍了一种新型的真空包装机气动系统的ＰＣ控制方法，对定量、装料及制袋机组动系统和工作过程进行了分析。     

旋转圆柱气动特性的雷诺数效应研究EI北大核心CSCD

流体流过旋转圆柱形成的不对称流场会在圆柱上产生侧向流致力(升力),这种流致力在航海和风能利用方面有很广的应用前景,旋转圆柱气动力特性的研究对这些应用有重要的意义。通过测量旋转圆柱体在不同转速和风速下的气动力和尾流场,讨论了不同雷诺数范围旋转圆柱的气动特性。结果表明雷诺数是影响旋转圆柱气动力的重要因素:亚临界区旋转圆柱的侧向力主要体现为马格努斯效应,升力指向切向速度与风速相同一侧,随着转速比的增大而增大;在临界区,圆柱的转动会诱发流体在切向速度与风速相反一侧形成再附现象,形成指向该侧的升力,随着转速的提高,升力不会发生明显变化。此外,雷诺数效应会受到转速的影响:随着转速提高,发生阻力损失的雷诺数会变小,出现再附现象的雷诺数范围变大。     

离心风机气动次声的试验优化控制研究

本文提出了控制离心风机气动次声的方法，通过试验研究了欢声抑制规律，并利用正交试验方法对某空调器离心风机次声进行了优化控制。     

基于矩形流道流场分析及气动实验的轴流风机结构参数优化设计

本文通过提取导流罩的轴向长度及叶顶间隙两个设计参数,构建了矩形流道内轴流风机的流场结构及仿真模型,进行了数值模拟和实验分析。结合仿真模型分析了矩形风道下轴流风机内部和出口流场特性的变化规律,构建了风机设计参数与气动性能之间的映射关系模型。通过风机气动性能实验可得:风机出口静压、体积流量和效率与间隙因子成反比,而与长度因子成正比,对比模拟值和实验值验证了模型的正确性。基于量化映射关系模型得到风机设计参数间隙因子和长度因子的最优值分别为0.8%和12.5%,为风机设计和冰箱风道优化提供量化参考。     

介质阻挡面放电等离子体流动控制研究进展

介质阻挡面放电（Surface Dielectric Barrier Discharge,SDBD）等离子体主动流动控制技术可以显著改善飞行器的气动性能,已经成为国内外研究的热点问题。通过介绍国外针对SDBD特性、流动控制机理、气动激励数学模型、流动控制影响因素等的研究现状,总结了国内在SDBD等离子体流动控制实验、数值模拟和机理研究方面的进展,归纳出现阶段研究中面临的问题及未来需要解决的问题,并指出提高抑制流动分离能力的等离子体冲击流动控制方式是一种重要研究方向。     

零质量射流及其在进气道流动控制中的应用研究

该文采用数值方法,模拟了零质量射流激励器工作流场,并对其在超声速进气道流动中的控制效果进行了仿真研究。运用有限体积法求解N-S方程,空间离散采用Roe格式,时间离散采用基于LU-SGS的双时间步长方法。针对激励器压电振子的运动过程,使用了基于广义无限插值方法的并行化动网格生成技术,并考虑几何守恒律。研究了零质量射流的非定常特性,获得了不同驱动频率下激励器出口附近的流动参数并与实验值进行对比,进一步分析了激励器驱动频率对进气道流动控制效果的影响。结果表明：数值方法能较为准确的描述零质量射流,将零质量射流激励器运用于进气道流动控制能有效改善进气道性能。     

非定常超声速引射流场的数值研究

利用二维均相反应Euler方程,结合高精度Roe／HLL混合格式与自适应网格技术,对爆轰波的非定常单次脉冲引射复杂流场进行了数值模拟。研究结果描述了超声速气流在引射管内的传播,以及爆轰波从主管喷出后,在引射管内反射与诱导二次爆轰过程,揭示了爆轰脉冲引射机理,并可为进一步开展爆轰波的非定常引射研究与工程装置设计提供重要依...     

空化器形状对超空泡射弹尾拍运动影响的数值研究

为研究空化器形状对超空泡射弹尾拍航行时运动特性的影响,基于有限体积法和Mixture多相流模型,结合动网格技术构建了三维自由尾拍运动仿真模型,在两种长径比下比较了平头弹、凹口弹、锥头弹的尾拍运动特性,并分析了其水动力影响因素。结果表明：较小长径比下,平头弹可以保持运动稳定,凹口弹和锥头弹易失稳,主要是由于空化器产生的空泡尺寸差异导致其临界失稳攻角依次降低。较大长径比下,临界失稳攻角消失,三种头型射弹均能保持尾拍稳定,锥头弹在速度较高时以“单侧尾拍”保持稳定,速度降低后以“双侧尾拍”保持稳定,而平头弹和凹口弹始终以“双侧尾拍”保持稳定;锥头弹由于“单侧尾拍”会产生与初始扰动方向相反的垂直位移,而平头弹和凹口弹由于弹头升力产生与初始扰动方向相同的垂直位移。     

结霜翅片管换热器热质传递分析

低温工况下翅片管换热器的结霜是一个复杂的热质传递过程.从能量的角度出发,由换热器的对数平均温差(LMTD)引出对数平均焓差(LMED),改进了传统的基于对数平均温差(LMTD)的结霜翅片管换热器传热、传质模型,并通过实验研究了影响翅片管换热器结霜及能量传递系数(E0)的主要因素.结果表明,能量传递系数(E0)更准确地反映了结霜工况下换热器的热质交换情况,可以作为系统在霜运行及实时化霜的重要性能参数.     

高能炸药驱动下弹体膨胀破碎过程试验研究

为了获得高能炸药驱动下战斗部壳体破碎机理,选取新型弹体材料30CrMnSiNi2A钢、40CrMnSiB钢以及典型弹体材料50SiMnVB钢,采用超高速摄影技术拍摄壳体静爆,获得了不同弹体材料壳体膨胀破碎过程,引入弹体径向膨胀系数,建立了考虑弹体材料性能影响的壳体径向膨胀距离随时间变化的函数关系式,并试验测定了三种材料弹体形成破片的最大初速。分析试验结果发现,新型弹体材料壳体膨胀速度和破片初速更大,相比50SiMnVB钢壳体,30CrMnSiNi2A钢和40CrMnSiB钢壳体形成破片的最大初速分别提高了19.0%和31.9%。不同合金钢材料壳体形成破片初速沿壳体轴向分布规律相同,最大初速出现在距起爆点约70%圆筒长度处。该研究结果将为杀爆战斗部壳体材料选取及设计提供参考依据。     

基于品质因数的翼型绕流多孔抽吸控制

基于品质因数,对雷诺数Re=10⁴,攻角α=6°,抽吸起始位置位于分离点的NACA0012翼型绕流分离控制进行了数值模拟,讨论了抽吸区域与抽吸系数变化对控制收益与升阻比等参数的影响。结果表明：翼型升力与升阻比系数随控制区域增加而升高,但只有一个控制区域使阻力系数最小。相同控制区域,翼型最大升阻比对应一个最佳抽吸系数。若固定抽吸控制区域,则抽吸系数应尽量小,才能获得最多控制收益。另外,存在一个最佳控制区域尺度,使控制收益最高。