高旋弹二维修正引信双旋结构气动特性及气动力表征

针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD (computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.在构建双滚转域流场仿真模型的基础上,对比了二维修正引信不同控制状态下的弹丸受力情况;明确了高旋弹固有气动力和二维修正引信所引起的气动力;建立并推导了攻角与滚转角耦合情况下的舵片受力模型.研究表明：针对二维修正组件,需要考虑合攻角与舵滚转角的相对位置关系以计算诱导阻力;受迎背风和舵片绕流影响,舵片受力模型和弹体的横、纵向气动力均随攻角、滚转角及马赫数变化.     

一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟

为了准确预测风力机专用翼型在大攻角状态下的气动性能,运用脱体涡模拟(detached eddy simulation)方法对瑞典的FFA-W3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行三维数值模拟,对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行预测.计算结果表明:建立翼型的三维模型,运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度,在失速发展区的计算精度达到工程实际与研究的要求,在深度失速区有一定的预测精度,可用于定性分析.前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响,前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8%,失速过程趋于缓和;翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感,在失速发展区对粗糙度敏感.     

锥形减速结构流场热化学非平衡仿真

该文对充气式再入与减速技术(inflatable reentry and descent technology, IRDT)中使用的锥形减速结构流场进行了气动热仿真计算。计算模型基于有限体积法对N-S(Navier-Stokes)方程进行求解，使用非平衡双温度模型计算流场热化学反应。为了验证算法准确性，对钝体标准模型ELECTRE进行仿真计算，计算结果与飞行试验和文献结果基本相符。锥形减速结构仿真工况高度为70 km,来流Ma为13,仿真结果表明：激波后振动温度被激活，并逐渐升高至平动温度，同时空气中离解组元浓度逐渐升高；结构表面热流与压强在驻点附近沿径向快速降低，随后热流呈线性下降，压强近似为常量。对4种不同半锥角的锥形减速结构仿真结果进行了对比，结果显示：50°、 55°和60°半锥角激波位置及表面热流基本相同，65°半锥角激波距离前缘点更远，同时表面热流更低；4种半锥角驻点压强基本相同，外围压强随半锥角增加呈线性增加。仿真结果可为IRDT方案设计提供参考。     

载荷分布对可控扩散叶型性能的影响

叶型吸力面和压力面等熵马赫数分布符合控制扩散规律,则其设计点损失小、低损失攻角范围大。为了研究可控扩散叶型载荷分布对叶栅气动性能的影响,建立了可控扩散叶型自动优化设计方法;并对叶栅进口马赫数为0.7的静子和转子叶型进行多个载荷分布设计,分析载荷分布规律对叶栅性能的影响。结果表明对于静子及转子叶型,载荷前移(至0.1倍相对轴向弦长位置)可抑制吸力面附面层发展,降低设计进气角损失、增大低损失攻角范围;吸力面峰值马赫数增大,吸力面靠前缘凸起程度越大,小攻角损失增加、最低损失对应进气角增大。     

小攻角高超音速尖锥边界层的转捩预测及e^N法的改进

研究小攻角高超音速尖锥边界层的转捩预测问题．来流马赫数为6,锥的半锥角为5°,攻角为1°．采用传统的e^N方法得到的转捩位置很不令人满意．原因在于,在传统的做法中,只考虑了增长中的扰动波,而事实上对于不同的子午面,扰动在开始增长前的衰减过程是各不相同的．根据我们以前的一些工作,对e^N方法进行了新的诠释,并且提出实质上的改进．不仅考虑了扰动的增长过程还考虑了扰动的衰减过程．由线性理论计算得到的扰动从初始幅值增长到1％的位置被看作是转捩位置．这样得到的新的转捩预测结果相当令人满意．此外,对于基本流的计算,研究表明边界层方程可以用于小攻角的情况,其计算量远远小于直接数值模拟．     

涡流发生器对垂直轴风力机翼型气动性能的影响

为推迟翼型的边界层分离,改善叶片的气动性能,提出一种在H型垂直轴风力机对称翼型NACA0012叶片表面上加装涡流发生器的设计方案。利用FLUENT软件对翼型进行三维流体力学仿真,采用正交试验设计法,研究涡流发生器的高度、安装角度和安装位置这3个设计参数对翼型气动性能的影响。研究结果表明:最佳的涡流发生器高度为6.5 mm、安装角度为18°、安装位置为0.1c(c为叶片弦长),过大或者过小的涡流发生器高度和安装角会降低翼型的升力系数和升阻比;安装位置靠近翼型前缘可增大翼型的临界攻角,但会给翼型带来较大阻力;加装涡流发生器后,对称翼型叶片失速区范围减小40.3%。     

小口径弹丸头锥三自由度偏转气动特性分析

为研究小口径弹丸的二维弹道修正能力,进行了头锥三自由度偏转时弹丸整体的气动特性分析。建立弹丸的弹轴坐标系和弹头坐标系,确定2个坐标系的相对欧拉角为偏角和转角。通过控制不同的偏角和转角,运用计算流体力学软件Fluent仿真分析弹丸头锥在不同空间位置的气动特性。在5°攻角和弹丸头锥的不同偏转情况下,采用数据拟合方法得到弹丸的俯仰力矩系数、偏航力矩系数随弹丸头锥偏角和转角变化的数学模型。仿真结果表明,在头锥不偏转的情况下弹丸具有较好的稳定性,静稳定储备量为13.54%。     

攻角效应对降落伞拉直过程影响的仿真模拟

降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作，能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域，尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、 Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响，其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S(unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes,URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom,6DoF)运动方程的方法，针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明：攻角效应会显著改变飞行器尾流特性，与0°攻角相比，非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征，进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致；非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响；攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变，从而影响拉直过程时间，即随着开伞攻角增加，弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。     

一种大型冲压式翼伞的设计与试验

冲压式翼伞是一种具有高滑翔比和可控飞行能力的降落伞，在精确空投和回收领域具有广阔的应用前景。国外大型冲压式翼伞的设计技术较为成熟，冲压式翼伞也得到了广泛应用；而国内的设计技术还停留在中小型冲压式翼伞上，大型冲压式翼伞的设计和应用较少。该文提出了一种大型冲压式翼伞的设计方法，给出了结构设计方法，修正了气动性能的工程计算方法，并设计了一个用于回收运载火箭助推器的大型冲压式翼伞，分析了该伞气动性能数值的计算结果和试验数据。修正后的工程计算方法可计算翼伞系统的失速攻角，能够解释在小安装角下翼伞系统无法配平的现象，得到的大型翼伞系统气动性能数据与空投试验的数据也较为接近，是大型冲压式翼伞设计的有效辅助方法。空投试验和飞行试验的成功也证明了这种大型冲压式翼伞的设计方法合理可行。     

变桨对大型H型垂直轴风力机主轴偏振的影响

针对大型H型垂直轴风力机,分析其气动载荷并阐述主轴偏振效应的产生机理,并利用双制动盘多流管(DMST)获得垂直轴风力机全方位角下变桨距规律。鉴于变桨后合成力均值发生变化,提出采用变异系数来评价主轴合成力振荡幅度。研究结果表明:风剪效应下风轮旋转过程中,气流对叶片的作用力合成到主轴位置上会产生大小不一的周期性变化。以获取最大切向力系数为目标,得到上下风区的最佳理论攻角为19°和-19°。实时变桨能有效降低主轴偏振效应,其变异系数由0.118降为0.109,降低了8.26%,同时,单个叶片的平均切向力由16.2 k N提高到17.5 kN,提高了约8.02%。     

合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究

合成射流激励器可微型化,能够在流场局部实施细致的流动控制.提出将合成射流技术用于NACA0012翼型绕流的主动流动控制,在SIAMM400低速低湍流风洞中对该翼型绕流流场进行烟线显示实验、PIV测量实验及翼型表面压力测量实验,并与数值模拟结果相比较.结果表明：（1） 在来流雷诺数为18 000,翼型攻角小于15°时,合成射流能有效减小翼型表面附近的分离区大小;（2） 在翼型攻角 0°~ 15°范围内,不同攻角下需要调节最佳射流激励频率.如攻角为2.5°时,合适的激励器频率为1 300 Hz;攻角5°时,400 Hz和1 300 Hz比较适合;而攻角大于等于7.5°时,共振频率960 Hz更为合适;（3） 在来流雷诺数为140 000,攻角小于等于15°时,合成射流减小了翼型上表面射流出口附近的压力值,从而使上下表面压力差增大约5%,提高了升力.     

大跨悬索桥Π形加劲梁处风参数实测与风攻角修正

以一座已建的大跨悬索桥为工程依托，基于现场实测与计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics， CFD）方法研究Π形加劲梁断面气动外形对桥面高度处实测风参数的影响，并提出实测风攻角的修正方法. 进行为期5个月的桥面高度处风速和风攻角现场实测，分析风参数沿桥轴线的分布规律，并比较了桥面高度处迎风侧与背风侧风速仪实测的风速和风攻角；采用计算流体动力学方法模拟气流流经静止加劲梁断面的流场，研究来流风攻角和风速对风速仪安装在加劲梁不同位置处风参数的影响；结合数值模拟结果，通过函数拟合得到Π形加劲梁断面风速仪实测风攻角的修正公式. 结果表明：实测风速在大桥主跨范围内较为接近，且边跨风速相较于主跨风速偏小；现场实测得到的迎风侧风攻角明显大于背风侧，两侧风速基本一致；迎风侧与背风侧的风参数数值模拟结果与现场实测具有一致性，主梁绕流对距主梁20 m范围内的风攻角监测结果均存在一定影响. 通过本文建立的风攻角修正方法，可以根据迎风侧风攻角的实测值得到较为合理的风攻角修正结果.     

空间充气式返回器气动弹性动力响应特征

针对空间充气式返回器在超声速流场下的气动弹性动力响应问题，该文建立了一种考虑内充压气体作用的流固耦合模型，较已有方法更真实地揭示了空间再入柔性充气结构变形对流场的影响；同时，采用六自由度飞行动力学对超声速阶段的飞行轨迹进行了修正，有效实现了飞行动力学和气体动力学之间的双向耦合。研究表明：超声速工况下，飞行器在小于50°攻角时的俯仰力矩导数为负，其结构有维持静稳定状态的能力；飞行器在超声速流场中会产生剧烈的振动，本质为大尺度湍流尾迹作用下的抖振效应，而这一现象在跨声速及非对称来流的情况下更加严重，有诱发结构产生低频共振的风险。该研究为空间充气式返回器在超声速条件下的结构安全性设计与评估提供了参考。     

端部箍筋配置对RC柱变形机理影响的研究

为了研究调整箍筋的配箍方式对控制和预测RC柱构件的变形机理,在主筋相同但箍筋的配置方式及配箍率不同的6个试件的弯剪试验中,分析不同端部箍筋配置条件下试验柱的荷载—变形关系、R=1/50范围内各构件的性能、探讨承载能力极限状态的变形,端部箍筋配置条件对反复荷载下试验柱的极限承载能力和稳定性具有明显的影响;对同一变形角、不同配箍方式的试件,在反复荷载作用下,强度降低的差别较大;构件的变形量主要集中在箍筋加密区的两端,其次集中在回转角较大的位置;对柱端部箍筋进行加密,可以控制裂缝的发展以及剪切变形,而且从监测点的位移矢量分布情况可以得知,所有检测点的位移矢量均由加密区指向未加密区的趋势。     

基于射流飞控技术的环量控制阶段数值研究

环量控制技术通过调节射流喷气量实现翼型气动性能的提升，在Coanda效应作用下，翼型环量会发生改变，且尾缘后流场出现分离。目前环量控制的分离位置与射流位置、射流高度及射流强度的关系尚不明确。该文主要研究了Coanda效应对流场分布及升阻力特性的影响，并对环量控制的不同控制阶段进行了分析。首先，对NACA0012标准翼型进行尾缘修型，改变尾缘曲率和喷口高度等参数，验证环量控制的有效性；其次，在考虑攻角、动量系数、射流速度3个关键参数的情况下，引入Coanda偏转角，揭示了环量控制的Coanda效应的触发及抑制机理；最后，对NACA0012修型翼型和CC-E0020EJ环量控制翼型提出了分离预测思路。针对环量控制技术中2个控制阶段，通过推阻分解法对升力、阻力进行解构，解释了尾缘后流场分离与再附的超临界现象，提出了分离区域的分析方法。结果表明：Coanda偏转角可以作为动量系数与升力系数的物理判据，翼型下表面的压力损失导致超环量阶段的射流效率降低。     

亚音速下翼型气动性能数值分析

文章基于数值模拟的方法，研究NACA0012翼型的失速及流场参数改变对飞机的气动性能影响；运用SST k-ω湍流模型和Solution Steering收敛方法得出翼型的流场计算参数，并与美国航空航天局(NASA)的试验数据进行对比，验证计算翼型的准确性。结果表明：当Re为5×10⁶和10×10⁶时，最大升力系数随马赫数的变化波动较大，且变化趋势基本相同，最大升力系数出现在Ma=0.20左右，分别为1.46、1.59,是所研究范围飞机的最佳飞行状态；在低Re的情况下，翼型的最大升阻比随马赫数增大而先增大后减小，且翼型的最大升阻比出现位置在马赫数为0.20～0.30;在亚音速条件下，翼型的失速攻角在一定范围内随马赫数变化可以用对数函数进行定量描述。     

深埋圆形毛洞隧道围岩压力拱范围研究

为揭示深埋圆形毛洞隧道围岩压力拱范围,基于复变理论及经典弹塑性理论,结合M-C屈服准则,提出了一种准确预测围岩压力拱内、外边界的方法,并通过数值计算验证了预测方法的正确性.在验证预测结果正确的基础上,研究了隧道埋深、侧压力系数和围岩条件3个主要因素对围岩压力拱范围的敏感性.研究结果表明:1)软弱松散岩体中深埋圆形毛洞隧道上半部分是施工的关键,施工时应考虑对隧道拱顶120°范围内采取适当的超前支护手段,以确保隧道施工安全;2)围岩条件较差时,隧道施工促使周边围岩松动区贯通,必要时建议采取全断面超前注浆加固措施,以防止围岩松动区进一步发展.研究理论为判定毛洞隧道周围松动区是否贯通和确定隧道超前支护的位置及范围提供参考.     

超声速边界层气动光学效应及控制研究

光学成像制导技术是精确制导武器研究的重要课题，气动光学效应的存在对制导精度产生严重的影响，使飞行器偏离目标位置，甚至脱靶。飞行器和来流之间的相互作用导致其周围流场结构非常复杂，激波、膨胀波以及湍流边界层的存在，使得流场的折射率在空间上分布不均匀，在时间上存在高频脉动。其中，边界层转捩过程引起的气动光学畸变是亟待解决的最大难题。边界层转捩过程是边界层由层流向湍流发展的过程，是一个多因素耦合影响的强非线性、复杂的流动现象，并且一直是湍流研究领域的热点问题。超声速边界层的转捩区具有非常强的非定常性、随机性，且脉动频率高，因此折射率分布极为复杂，光线透过后不仅会发生偏折，还会导致成像模糊和能量分散，严重影响成像制导的精度，通过光学校正的方法很难降低这种影响。本文试图通过延迟边界层转捩，来降低甚至消除超声速边界层转捩对光学传输性能的影响。以超声速旋成体飞行器光学窗口周围的边界层流场为研究对象，本文采用添加扰动片的流动控制方法对边界层气动光学效应变化规律进行了数值模拟研究。研究结果表明：随着攻角的增大，光程差分布由沿着对称面对称分布逐渐过渡为沿流向的变化，且逐渐平缓；施加了扰动片控制后，原本处于光...     

东亚和南亚夏季风气候特征分析

利用１９８２～１９９６年的ＮＣＥＰ再分析资料对东亚地区和南亚地区夏季风的气候特征进行了分析．结果表明：①东亚地区夏季风环流圈的建立比南亚地区夏季风环流圈的建立大约早５个候．②东亚地区低层西风存在２次持续加强过程，而南亚地区低层西风的加强则无明显的阶段性．③西南风首先于４月第４候出现在２５°Ｎ，５月第４候向北推到７５～１２５°Ｎ，于６月第３候影响到３０°Ｎ．２２５°Ｎ以北西南风减弱南撤迅速，以南则减弱南撤缓慢．６～９月间，整个东亚和南亚夏季风区存在明显的波动．④积云对流区在东亚地区的主要特征表现为５月４候的突变，而在南亚地区的主要特征则表现在６月３候的突变．即ＯＬＲ场的变化与东亚和南亚夏季风的进退有密切关系，但积云对流的演变特征的体现比流场特征的体现似乎约迟１候     

RH精炼过程气体喷吹角度对多相流动及传质的影响

当前,在我国制造业高质量发展和“双碳”战略下,钢铁工业的高端、绿色、低碳、高效率的创新发展十分关键。RH精炼具有脱碳、脱气、脱硫、去除夹杂物及调整钢水成分等冶金功能,已成为轴承钢等诸多高品质钢生产的重要工序之一。本研究工作基于提高RH上升管气泡分散度、扩大气泡与钢水相互作用范围的思路,创新性的提出了旋转喷吹新技术,通过简单改变上升管气体喷吹角度,实现上升管内钢水的旋转流动,而钢水旋转流动进一步促进气泡的弥散分布,从而充分发挥气泡对钢水的提升作用,提高上升管横截面速度分布的均匀性和RH精炼的循环流量。本文首先开展了传统喷吹条件下的数值模拟和水模型实验研究,结果表明,气体流量为40 L·min-1时,数值模型预测的混匀时间与水模型实验测得的结果吻合较好,在选定的三个监测点位置,模型预测值与水模型实测值的误差在1.3%~7.3%范围内,证明了数值模型的可靠性;其次,开展了不同气体喷吹角度对RH精炼过程多相流动及传质行为的影响,研究表明,传统喷吹角度下的循环流量为9 kg·s-1,当喷嘴水平旋转30°或45°时,循环流量提高了约15%,此外,预测的三个监测点的混匀时间分别缩短了约21.3%、28.2%和12.3%。喷吹角度为30°和45°时,对128个气泡的统计分析表明,气泡在流体中的平均停留时间增加了约33.3%。研究表明,新的喷吹技术有利于提升RH循环流量和混匀时间,有望为进一步提升RH精炼效率提供了重要解决思路。