细长体大攻角非对称分离的数值模拟研究

对于旋成体大攻角非对称分离进行数值模拟.通过对DES方法和RANS方法模拟细长体非对称分离流动不同结果的比较,揭示了DES方法在大攻角分离流动模拟方面具有明显的优势,能充分模拟出大攻角分离的非对称特性.通过对比研究,说明DES方法是适合细长体非对称分离研究的数值方法.     

前体不对称涡占空循环等离子体流动控制机理研究

针对大迎角状态下,流动绕过顶角为20°的圆锥-圆柱组合体模型产生的一对不对称分离涡,通过等离子体激励器对其进行主动控制,并对控制过程机理进行了分析。实验在实验段为3.0 m×1.6 m的低湍流风洞中进行,实验攻角是45°。基于圆锥体底部直径的雷诺数为50 000。等离子激励器为一对,分别位于实验模型顶部左右两侧,通过频率为10 Hz的占空循环调节,交替对流动产生扰动。实验数据表明,当带有占空循环的激励作用时,分离涡的变化成周期性趋势,并在两个相似于双稳态分离涡型态之间过渡。实验结果表明,当左右激励器在一个占空循环周期中交替开启时间相等时,几乎消除了原有不对称分离涡产生的侧力,实现对不对称分离涡稳定性的控制。     

细长体绕流tertiary涡的形成与非对称过程

为探讨现代飞行器非对称流动中主涡的形成机理,利用染色线显示和荧光诱导激光片光技术,在北京航空航天大学1.2m水洞对细长体绕流过程进行了实验研究。结果表明,亚临界Re和大迎角零侧滑绕流时,细长体流场呈现复杂的非对称多涡流动现象。随着主涡的生成和发展,在模型背风侧再分离区诱导出一些次生结构,tertiary涡就是其中一种。沿着轴向,主涡发展成熟并依次脱落形成脱体涡,从主涡脱落点也依次产生新生主涡。其中,第1个新生涡由tertiary涡发展而来,而第2个和第3个新生涡则主要由分离剪切层卷绕生成。该文提出了tertiary涡演化为新生主涡的观点。     

近水面细长体的兴波问题

本文采用细长体假定,把三维的定常兴波问题化为沿船长步进的二维不定常兴波问题,自由面条件是非线性的。二维问题的计算应用边界元法,非线性的自由面条件用拉格朗日法表示,用有限差分近似。作为例子,本文计算了细长回转体的近水面兴波问题,细长比ε=D/L=0.10,绘出了波形、细长体的升力系数和阻力系数随Froude 数变化的曲线。为检验数值计算的合理性,进行了细长回转体模型的PMM 试验。试验结果与数值结果比较吻合。     

典型细长体翼面结构的振动试验方法

针对典型细长体翼面结构的特点,采用单振动台激振、柔性夹具及多点平均响应控的方法进行振动疲劳试验：通过对试件进行振动载荷虚拟加载,确定目标模态;设计柔性夹具对其进行柔性支持,使试件在柔性夹具支持下共振频率、振型与目标模态一致;通过虚拟加载的方法,研究试件翼面加速度响应,选取加速度响应较大的两个点和较小的两个点进行四点平均,控制振动台的载荷加载。试验结果表明：通过本文方法设计的柔性夹具在振动试验中使试件复现了目标模态;通过虚拟加载方法在试件翼面确定了四个控制点,进行平均控制,精确控制了试验载荷加载。     

细长轴加工精度的控制对策研究

随着我国经济的不断发展,零件加工行业得到了快速发展,在工件的实际加工的过程中经常会出现一些问题,尤其是细长轴在进行相应的加工时,其加工的精度很难得到保障,这是轴类工件在加工时所碰到的一个难点。细长轴工件的加工过程通常由于工件本身的长度和直径偏大,所以在车削的过程中会出现许多的难点问题,以下就针对细长轴工件在加工的过程中经常遇到的情况做研究分析,并提出相应的改进的措施。     

超音速有攻角钝头细长旋成体气动加热计算

本文将高超音速、高冷壁条件下运用小横流假设得到的轴对称比拟关系,推广运用于一般超音速有攻角钝头旋成体的气动加热计算,并针对钝头细长体的特点,分析了各种因素对计算结果的影响,提出了必须考虑变熵影响和采用简单流线法的经济适用方法。     

细长体绕流流态拓扑结构轴向演化的数值研究

运用数值方法研究了细长体大攻角绕流背风面两侧主涡沿轴向交替形成、飘起、脱落的过程,提出了绕流截面流态拓扑结构的轴向演化规律,详细描述了主涡诱导产生二次涡、二次涡分割主涡衍生出tertiary涡、主涡与异侧二次涡绕合、主涡分割异侧主涡形成脱体涡等现象,突出了二次涡、tertiary涡的作用.分析了攻角大小对拓扑结构的影响:随攻角增大,轴向演化进程加快,非对称性增强,非对称流态向头部靠拢,准定常流动区域向前体收缩.     

基于合成射流的高空飞艇分离流控制

采用数值模拟方法研究了基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法。将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果显示,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。     

环量控制对翼型气动特性的作用机理

环量控制能够显著提高升力,改善飞行器短距起降性能。首先从机理上分析了环量控制的作用原理,然后通过CFD数值仿真方法研究环量控制对翼型气动特性的影响规律,采用雷诺平均N-S方程,SST湍流模型,将射流口边界条件设为反映动量系数的速度入口,分别模拟了动量系数和迎角对升阻特性和附面层分离特性的影响规律。结果表明:在α=0°,Cμ=0.05时,升力增加327%,效费比ΔCy/ΔCμ为21.97;随着动量系数增加,前缘分离导致失速迎角提前,在中等动量系数和小迎角状态能够获得优良的升阻特性。     

基于MEMS集成加热器的温控系统研究

采用MEMS集成加热器设计一个温控系统。所用的加热器效率达到7.35 mm²K/mW, 且功耗低。加热器面积为6 mm×6 mm, 具有较高的系统集成度。该温控系统采用Fuzzy-PID温度控制算法, 温度稳态误差小于0.1°C, 并且约10秒即达到稳态, 响应速度快。使用该系统对MEMS压力计进行环境温控, 可明显抑制器件的温度漂移。     

SST K-ω湍流模型在细长弹体可压缩分离流中的改进

研究飞机和导弹的细长体可压缩湍流分离流问题,对SST K-ω湍流模型进行了改进。数值模拟了马赫数2.5和0.7、攻角14o下细长旋成体的湍流分离流场,给出了原SST K-ω模型和改进的SST K-ω湍流模型的细长体背风面极限流线、分离涡的强度和位置、物面压力分布的计算结果,并与实验结果进行了对比研究。结果表明,对计算细长体可压缩分离流动的绕流特性,SST K-ω模型引入的Bradshaw数(雷诺切应力与湍动能之比)应由0.31修正为10/29,修正后的SST K-ω模型与原SST K-ω模型相比,所计算的分离涡的强度和位置、物面压强分布与实验结果更接近。     

空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.     

旋成体滚转过程中Bistable流场的数值模拟与实验

通过风洞测压与数值模拟研究了旋成体滚转过程。结果表明,侧向力的滚转角效应与模型加工精度有关;位于模型头部尖端一定量级的微扰动不仅能触发非对称,而且促使流场呈现Bistable状态。然而法向力无明显的滚转角效应。研究流场表明Bistable的左右两类涡系在结构上无明显差异,也并非完全的镜像状态。通过控制微扰动的周向位置可以获得期望的非对称多重涡流场。涡系诱导作用增强,对侧向力和法向力都有增值。     

基于MEMS惯性技术的延转姿态角测量误差补偿研究

本文介绍了基于MEMS惯性技术,载体在水平面上廻转时产生的姿态角测量原理,运用在线误差补偿技术,针对因MEMS惯性器件加速度效应误差不均衡,导致的翅转姿态角测量误差进行实时补偿。提高了姿态测量装置题转姿态角的测量精度。     

玻璃研磨机控制装置改进之研究

该研究说明益昌镜厂玻璃研磨机控制装置改进与其成果．于研磨油窗玻璃外缘时,其研磨加工件脱离或停止与否．均以人工来判断．以致加工件研磨质量不一．改装原有之机器控制电路,以计数加工件研磨圈数,于达到设定之研磨圈数后发出警示讯号．作业员据此进行加工件脱离操作．经电路改装后之研磨作业,作业员的工作压力明显减轻．不仅可看管的机器数增多,且加工件良率也大幅提升,实质解决了业者生产耗时与精度不准之问题．     

基于PCA的过程控制系统欺骗攻击研究

针对控制系统所面临的信息安全威胁,开展了工业过程控制系统欺骗攻击研究.把欺骗攻击与过程故障都看作引起系统工作状态异常的诱发因素,统一用故障检测的方法加以检测.首先建立了欺骗攻击模型,接着开发了TE过程控制器在环模拟系统,在该仿真系统上对三个欺骗攻击场景利用主元分析统计监控算法进行异常检测.结果表明,传统的故障检测算法在欺骗攻击中漏检率和误报率明显增加.