可逆翼型的应用现状与设计技术研究进展

可逆翼型是叶轮机械实现正反向可靠运行的主要途径,已经成为可逆式叶轮机械领域的重要研究课题之一。结合近年来有关可逆翼型的研究报道,详细综述了国内外可逆翼型设计技术及其在叶轮机械领域应用的研究进展。首先,介绍了可逆翼型在通风领域、水力机械领域和航空领域的应用,并指出目前基于可逆翼型设计的可逆式叶轮机械性能相对于常规单向叶轮机械还有较大差距,制约着可逆式叶轮机械的进一步推广应用。然后,分析了可逆翼型的设计方法,无论是S型可逆翼型还是完全对称翼型,其设计方法基本是一致的,主要有单独设计S型中弧线并叠加厚度分布、利用现有翼型对称或非对称拼接等。其次,详细介绍了不同的翼型参数化方法,并对其优缺点进行了总结分析,指出翼型参数化方法是翼型设计与分析的基础,合理选择参数化方法有助于设计出高性能的翼型。最后,对可逆翼型设计及应用技术在今后的发展方向进行了展望。     

压力传感器静态校准模型研究

介绍了压力传感器静态校准模型及方法的最新研究.由于传统的模型及方法已不能满足现代科学对数据精度与曲线匹配性高的要求,需要采取一种有效的、低误差的改进校准方案.而且随着传感器特性的深入研究,曲线的匹配程度对传感器非线性特性的依赖性逐渐增强,因此改进以往的线性数据拟合是很必要的.使用虚拟仪器软件LabWindows/CVI与Matlab结合设计的软件易于使用,建议在校准部门推广使用.     

飞翼布局纵向气动特性的等离子体激励控制

为提升飞翼布局飞行器的升/阻力、俯仰力矩和失速特性,利用纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励对飞翼模型进行控制实验研究,分析激励对全机绕流的控制机理,讨论最佳激励位置。实验在直径1.5 m的低速风洞中进行,风速30 m/s,迎角范围0°~30°。实验结果发现:纳秒脉冲等离子体激励输出纳秒级的脉冲波形,能耗低,其诱导速度几乎为零,快速的瞬时温升产生平面–半球形组合压缩波,该压缩波在20μs内以超音速传播,随后迅速降低至亚音速水平,最终表现为弱的速度扰动;来流速度v∞=30 m/s下,应用纳秒脉冲激励控制飞翼前缘流动分离,全机最大升力系数提高7.5%,失速迎角推迟3°,俯仰力矩系数平均降低11.6%;小迎角下,前缘分离从机翼外侧翼尖部位开始,位于前缘外侧的激励器控制效果明显,随着迎角逐渐增大,分离点位置向机翼上游内侧移动,位于前缘内侧的激励器控制效果明显。实验研究表明纳秒脉冲等离子体激励可有效控制机翼前缘流动分离,提升飞翼布局的全机纵向气动特性及其失速特性。     

头部钝度和尾部形状对空射火箭气动特性的影响

为了研究空中发射运载火箭外形对气动特性的影响规律,通过低速风洞实验,利用六分量天平测量空射火箭模型在迎角0~80°,4个速度(17m/s,25m/s,35m/s,40m/s)下的气动力和气动力矩。结果表明:在零侧滑条件下,模型的背风区出现了非对称涡,产生较大的侧力和偏航力矩,俯仰力矩随迎角的变化存在不稳定区域;相比圆柱形尾部模型,收敛扩张形尾部提高了模型的纵向稳定性,6%头部钝度的圆头模型最大侧力减少至少50%,非对称涡的起始迎角提高了7°。研究结果可为内装式空射火箭的外形设计提供一定的参考。     

基于MIGA算法的完全对称翼型优化设计方法研究

提出了一种利用6控制点5阶Bezier多项式对完全对称翼型进行表达的参数化设计方法,并通过6个无量纲的横纵坐标控制系数和翼型最大相对厚度控制翼型型线。采用Fortran语言编写翼型参数化设计程序代码,并与ICEM网格划分和Fluent流场仿真一起集成到Isight自动优化平台,利用多岛遗传算法对相应的目标函数进行求解,实现了完全对称翼型的优化设计。以相对厚度为16%的椭圆翼型为参考,取4°、8°和12°为设计攻角,在Re=2.5×106的条件下,设计得到一款翼型A。与参考翼型对比结果显示,优化翼型A的型线接近菱形,其载荷在x/c∈(0.04,0.3)的区域减小,而在x/c∈(0.3,0.96)的区域增加,沿弦线方向载荷分布更加均衡。此外,在设计攻角下,优化翼型A的升阻比分别增加了28.56%和17.64%,在非设计攻角下,其气动性能也得到显著提升,印证了构建的优化设计方法的可靠性,为其他复杂可逆翼型的优化设计奠定了良好的理论基础。     

可逆风机用翼型气动特性分析与实验研究

可逆翼型气动性能的优劣对可逆风机性能好坏起着至关重要的作用。选取了形式不同的三种翼型,即对称翼型、S型翼型和常规非对称翼型,利用X-foil软件对上述三种翼型的气动性能进行数值计算。结果显示,在较大的攻角范围内,常规非对称翼型的升力特性和升阻比特性都明显优于另外两种翼型。为了比较三种翼型在可逆风机中的应用效果,通过调整设计参数使采用三种翼型设计的叶片具有相同的弦长和扭曲变化规律,然后在标准风管式出气试验台上进行了空气动力性能实验。研究表明:在选取的三种翼型中,采用对称翼型设计的可逆风机叶轮最为理想,其额定工况点的实验性能满足设计要求,且具有良好的反风性能,同时正、反风工况下都有较宽的高效工作范围。     

补偿模糊神经网络在模糊规则训练中的应用

目前,自治式水下机器人（Autonomous Underwater Vehicle,AUV）、自动导引驾驶小汽车、轮船等领域应用模糊规则控制已经受到许多人的关注,模糊规则的制定与训练是其中之关键所在,该文将模朔规则控制应用在无人机自由编队飞行控制中。在训练模糊规则过程中,常规的BP神经网络法存在学习速度慢、无法结合号家知识以及容易陷入局部最小等缺点,为了克服上述不足,文中引人了补偿模糊神经网络,它足一个结合了补偿模糊逻辑和神经网络的混合系统,由面向控制和面向决策的神经元组成,其模糊运算采用动态的、全局优化运算,学习速度快、学习过程稳定。将其用于无人机自由编队飞行的模糊控制规则进行训练,结果表明用补偿模糊神经网络刘模糊规则的训练效果良好。     

虚拟压力校准仪校准技术研究

概述虚拟仪器所带来的传感器观念新的变革,同时介绍用虚拟仪器语言LabWindows/CVI研制的压力传感器计量和实时校准软件,用虚拟仪器语言和MATLAB、ActiveX技术连接和密切结合,为虚拟仪器校准仪提供了更为广阔的应用前景。     

不同迎角下前体涡流动的等离子体控制特性

应用一对单介质阻挡放电等离子体激励器对20°顶角圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制研究。实验在3.0 m×1.6 m低速风洞中进行,迎角35°～70°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5.0×104。实验结果包括7个测量截面周向压力分布、由周向压力分布推断得到的截面处空间涡结构以及积分得到的截面当地力和圆锥段力。实验结果表明:(1)在35°～50°迎角范围内,圆锥段流场只有一对非对称的主涡,圆锥段分离涡流动呈现近似锥型流特性,随着迎角增大,圆锥段侧向力系数符号不变;(2)在50°～70°迎角范围内,圆锥段流场呈现多涡结构,圆锥段分离涡流动不再呈现锥型流特性,此时随着迎角增大,圆锥段侧向力系数会发生多次变号;(3)等离子体控制使得圆锥段对涡流场中第1个新涡出现的迎角推迟。     

NA样本均值的随机加权估计及应用

研究了随机变量序列{Xn,n≥1}为NA相协样本条件下,均值Xn的随机加权逼近.用n(Hk(x)-Xn)的条件分布去模拟n(Xn-μ)的分布,证明了该分布的随机加权逼近及其收敛性,并对研究结果进行了仿真分析.