不同扩散角下汽车风洞试验段轴向静压系数

轴向静压系数是衡量汽车风洞试验段流场品质的重要参数.收集口角度影响轴向静压系数,它的改变对不同风洞表现出不一致的变化规律.通过研究不同风洞在不同扩散角下试验段轴向静压系数的变化发现,当扩散角为1.70°时,试验段轴向静压系数不随收集口角度的变化而变化;当它小于1.70°时,收集口角度越大,试验段轴向静压系数越大;当它大于1.70°时,变化规律相反.扩散角所导致试验段轴向静压系数变化规律的深层次的原因是,射流剪切层存在固定的耗散角,当扩散角等于耗散角时,收集口角度变大导致的扩散效应与外界气流进入带来的效应相同;当扩散角小于耗散角,收集口角度变大导致扩散效应更强.这揭示了收集口角度导致静压系数变化的机理,为风洞建设确定收集口和试验段等关键尺寸提供理论和设计参考.     

叶表静压孔对平面叶栅性能的影响

为研究某压气机叶栅试验过程中静压孔导致栅后损失增大原因,通过试验校核CFD方法,研究了叶片表面静压孔对叶栅性能的影响,结果表明：叶片表面静压孔影响了近壁面流场形态,静压测量偏差达到2%,气流在静压孔内形成旋涡,随着旋涡强度增大,有旋气流的生成与脱落对流体产生扰动,使得叶片表面阻力增大,附面层增厚,栅后总压损失加大,φ1.0mm静压孔导致栅后总压损失平均值增大了30%,相比之下,静压孔对气流角的影响较小。     

非对称动静压轴承静动特性

用有限元方法研究了２ 种典型的非对称结构及参数的动静压轴承的静动特性．结果表明：非对称结构及参数的动静压轴承的轴心位置与承载能力及承载角的关系具有特殊性,在工作状态下具有偏心较大、动压与静压共同作用、刚度高、阻尼大且刚度Ｋｘｘ与Ｋｙｙ、阻尼Ｄｘｘ与Ｄｙｙ差异显著的特点．     

轴流压气机串列静子叶片弯掠设计优化

为了提高轴流压气机的串列静子在不同工况下的静压比与总压恢复系数,采用高自由度的复合弯掠三维叶片造型设计方法,对其前后排叶片进行协同双目标优化设计。设计优化研究表明：弯掠优化设计显著抑制了正攻角工况下串列静子叶片流道内的气流分离,缓解了负攻角工况下串列静子叶片缝隙通道内的气流堵塞。最后优化的弯掠叶型在正和负攻角工况下,静压比分别提升了0.99%和0.71%,总压恢复系数分别提升了0.89%和0.72%。     

小型前弯离心风机叶轮参数优化

为了提高小型前弯离心风机的气动性能,以汽车座椅通风用离心风机为研究对象,采用数值模拟与正交试验相结合的方法,研究叶片数、叶片出口角、叶片进口角以及叶片厚度对离心风机气动性能的影响. 基于小风量风机性能实验台,验证数值模拟结果的正确性. 选取三水平正交表L9（34）进行此次试验,建立了9种不同参数组合下的叶轮模型,以最大静压为优化目标,采用计算流体动力学方法,得到了最佳离心风机参数组合. 对优化前、后离心风机内部流场的压力与速度分布进行了对比分析. 由正交试验结果分析可知,各参数对离心风机最大静压影响的主次顺序为叶片出口角、叶片进口角、叶片数和叶片厚度;达到最大静压的参数组合为：叶片数55,叶片进口角95°,叶片出口角125°,叶片厚度0.8 mm. 优化后离心风机的无因次特性曲线优于原有风机,在高效率区域静压可提高3.78%~10.67%,具有更好的气动性能. 对比优化前、后离心风机内部流场的压力与速度分布可知,优化后的离心风机内部流场分布更加均匀,在叶轮进口处低压区的压力更低,速度更大,更有利于气流的进入.     

基于计算流体力学的总静压复合探针设计及试验分析研究

针对航空发动机及燃气轮机内流场压力测试探针尺寸小、测点多、高精度、高可靠性的要求,基于计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)仿真分析手段,根据圆柱绕流的特点,对不同直径的探针进行了气动性能分析,研究其表面压力分布规律,根据CFD分析结果确定了总静压复合探针设计方案并加工了试验件,试验件的风洞校准试验分析结果表明：在来流无偏角的情况下,马赫数Ma为0.2～0.6的范围内,Φ10 mm探针静压孔角度在±50°时、Φ12 mm探针静压孔角度在±47.5°时、Φ14 mm探针静压孔角度在±45°时(Φ为探针支杆直径),测量误差在±1%以内,可满足一般试验的精度要求。另外,在满足探针±1%的测量误差的前提下,Φ10 mm探针静压测量不敏感角在Ma为0.2～0.5范围内,可达到±18°;在Ma为0.6时,能达到±15°。Φ12 mm和Φ14 mm探针静压测量不敏感角在Ma为0.2～0.4范围内,可达到±18°;在Ma为0.5时,能达到±12°;在Ma为0.6时,可达到±3°。探针的总压测量误差在Ma为0.2～0.6、±15°的偏转角度范围内可达到±0.3...     

无人机机载测量系统校准设备设计

为解决无人机使用单位机载陀螺尚无定量校准检测手段的难题,提出了无人机姿态半实物仿真校准方法和以程控转台作为无人机姿态角、角速率的测量标准的方案,设计了模拟飞机姿态空间角激励源、校准台以及干井式温度校验器、静压压力校验仪、差压压力校验仪等无人机机载测量系统校准设备。     

透平平面叶栅大负攻角分离流的研究

为了研究透平叶栅大负攻角分离流动的性质,在平面叶栅风洞上对叶栅流道内部及出口半叶高处的流场作了细致的测量,并测得了相应叶高处的叶型表面静压分布。用流动显示方法确定了叶型压力面上的分离区,初步拟出了分离流流型,并用二维时间推进法计算了无分离及有分离时的流场,得到了与实测值较为吻合的叶型表面静压分布及其它流动参数的分布。     

涡轮叶栅叶顶间隙泄漏流动实验研究

针对一种高负荷涡轮叶栅,利用低速矩形叶栅风洞实验研究叶顶间隙泄漏流动。研究了不同叶顶间隙和不同来流冲角情况下,涡轮叶栅的流场结构和气动性能。研究工况包括无间隙, 0.5%、1.0%、1.5%叶高间隙和±10°、±5°、0°冲角。通过五孔探针获得矩形叶栅出口截面上总压、气流角以及速度分布;通过叶片表面开设的静压孔,获得叶片中部以及靠近叶顶截面的叶片表面静压分布。实验结果表明:叶顶间隙的存在增强了叶栅顶部的二次流动,恶化了上半叶展的流动状况,涡系结构发生了改变。随着叶顶间隙的增大,叶栅总压损失增加,气流偏转不足/过偏现象加剧;随着冲角的增大叶栅总压损失增加。     

叶根前缘VG对微型轴流风扇性能的影响

为降低微型轴流风扇叶根端壁区域二次流所引起的损失,根据涡流发生器的流动控制思想,提出一种在叶根前缘压力面侧设置微型直板的新型流动控制方法;以某微型轴流风扇为研究对象,采用数值模拟结合实验的方法,重点分析了不同安装角的涡流发生器对轴流风扇气动性能及内部流场的影响;研究结果表明：涡流发生器存在提高风扇静压与静压效率的最佳几何安装角,涡流发生器会对叶轮内部流场产生影响,由涡流发生器所形成的诱导涡与压力侧马蹄涡分支进行掺混,会削弱马蹄涡的强度,在一定程度上抑制了由马蹄涡参与演变成的通道涡的发展,使叶轮流道中流体进行再分配;在宏观方面,结构匹配的涡流发生器可提高风扇的气动性能,当涡流发生器安装角度为15°时,在风扇高效运行区间内同原型风扇相比,安装涡流发生器的风扇其静压最多提高8%,静压效率最大可提升2.4%。对于大轮毂比微型轴流风扇,由通道涡所引起的二次流损失不容忽视,同时在对叶轮进行设计优化时应重视叶根端壁处的结构设计。     

国内外优秀女子标枪运动员出手瞬间参数的运动学比较

对国内外部分优秀女子标枪运动员的出手瞬间参数中几个运动学角度进行比较分析,发现我国女子标枪最后用力技术中部分参数角度不合理,左膝角相对偏小、缓冲角度偏大、右膝缓冲合理但膝角偏小、出手角度较大、攻角晃动角偏大等.     

国内外男子标枪运动员出手参数中几个角度的运动学比较

对国内外部分优秀男子标枪运动员最后用力技术中出手参数的几个角度进行比较分析,发现我国男子标枪运动员出手参数的部分角度不合理,左膝角度相对偏小缓冲角度偏大、右膝角偏大缓冲角度过大、标枪出手角度合理但姿态角、攻角、晃动角偏大。     

考虑导引头视场角和落角约束的制导方法

针对空地武器采用最优弹道成型制导律进行大落角攻击时易造成导引头跟踪误差角大于其视场角而丢失目标的问题,提出一种满足导弹导引头视场角约束和落角约束的制导方法.基于线性化模型和小角假设,得到了导引头跟踪误差角的解析表达式,分析了影响导引头跟踪误差角的因素及最大跟踪误差角的取值范围.在此基础上,针对不同空地武器提出了通过改变末制导初始弹目视线角或放松落角约束的方式满足导引头视场角约束的制导方法,并给出了初始弹目视线角的取值原则及最大允许落角的计算方法.通过仿真校验,证明了导引头跟踪误差角的解析解的正确性及制导方法的可行性.      

球笼式等速万向节圆周间隙分析

针对球笼式等速万向节的结构与运动形式，建立了椭圆沟道截面圆周间隙的空间立体模型，推导了圆周间隙角θ在任意摆角和转角条件下的计算公式，使用Matlab软件研究了θ随摆角和转角变化的规律.结果表明：θ与椭圆沟道长、短半轴、钢球半径、钢球回转半径、偏心距、摆角以及转角有关，θ的6次波动是导致汽车行驶过程中振动和噪声的主要原因.     

瓦斯抽采钻孔受限空间内钻屑运移特征

 应用气力输送理论,建立钻屑颗粒群孔内悬浮模型,推导钻屑颗粒群启动最小气流速度求解方程,结合案例分析钻屑颗粒直径、摩擦系数及钻孔倾角对钻屑颗粒群启动速度的影响规律.结果表明,施工俯孔时,最小启动风速存在极值θ_D,θ_D<θ<0 时,伴随钻孔倾角θ绝对值增大,所需最小启动风速v_a逐渐增大,在θ_D～-π/2 范围,伴随钻孔倾角绝对值的增大,所需最小启动风速va呈现小幅度减小趋势;施工仰孔时,存在角度θ_U,当0<θ<θ_U时,伴随仰孔倾角逐渐增大,所需最小启动风速逐渐降低,当θ>θ_U时,钻屑在自重作用下自行滑落;摩擦系数对最小启动风速的影响规律与钻孔倾角类似,当俯孔倾角θ=-π/2 时,不同摩擦系数曲线交于同一点,表明当θ=-π/2 时,最小启动风速与摩擦系数无关.     

增升装置连式襟翼噪声抑制技术试验研究

针对L1T2翼型增升装置襟翼边缘噪声的特征,设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型,通过声学风洞试验,开展了连式襟翼的襟翼边缘噪声的抑制技术研究。试验采用传声器相位阵列以及远场线阵,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法,测量了不同襟翼偏角和迎角下连式襟翼的降噪效果。研究表明：襟翼偏度30°时,襟翼边缘噪声是L1T2翼型増升装置襟翼噪声的主要噪声源,集中在5kHz-16kHz频率范围内;襟翼偏度30°时,连式襟翼的噪声效果明显,部分频率下的最大降噪量可达9dB;此外,连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。     

杉木无性系微纤丝角遗传变异的研究

对55个杉木无性系管胞微纤丝角的遗传变异进行了研究。结果表明，管胞微纤丝角在无性系间差异极显著；广义遗传力变化为0．734～0．867，微纤丝角无性系间的差异受很强的遗传控制；按10％的入选率，无性系选择的平均遗传增益为19．51％。无性系管胞微纤丝角自髓心向外随树龄的增加逐渐降低，第10年的微纤丝角比第1年的约小32．1％，方差分析表明，从第3年起，不同林龄微纤丝角之间的相关系数达到了极显著水平，说明对管胞微纤丝角进行早期选择是有效的。     

高精度分析中立体角的计算及影响

为了达成高精度离子束分析,深入分析立体角的计算误差。以包含束斑大小的面对面立体角为基准,计算点对面立体角和近似立体角在不同离子束分析实验几何参数下的精度。基于北京大学4.5MV静电加速器离子束分析工作,探讨束流流强分布和截面分布对立体角的影响。最后给出近似立体角精度好于1%的几何估算条件,并举例证明高精度立体角的实现依赖于精确的机械加工。     

一种提高电子罗盘航向和姿态测量精度的新方法

摘要： 针对电子罗盘在甚小口径终端（Very Small Aperture Terminal,VSAT）应用中出现的航向和姿态测量精度问题进行了研究.讨论了电子罗盘航向和姿态测量的基本原理,推导了姿态测量误差和航向测量误差的数学模型,分析了滚转角和航向角测量误差随俯仰角增大而增大的原因,提出了一种提高航向和姿态测量精度的新方法.仿真和实测结果表明：新方法能基本消除俯仰角对滚转角测量精度的影响,同时能有效提高航向角测量精度.在转台俯仰角30°情况下,采用新方法修正后的滚转角精度约为0.2°,航向角精度约为0.5°.     

梁柱角钢连接节点的滞回性能试验研究

通过对角钢连接在循环荷载作用下节点滞回性能的试验研究，分析了顶底角钢连接以及带双腹板顶底角钢连接这两种连接类型的刚度、承载能力和延性特征并讨论了两种连接类型的差别．从试验中可以得出，腹板角钢对连接的承载力有明显改善，在计算连接抗弯承载力时应考虑腹板连接的影响．