单级跨音速压气机内流场的非定常模拟及损失分析

通过数值求解非定常三维可压缩Reynolds平均Navier-Stokes(RANS)方程,模拟了跨音速压气机级Rotor35/Stator37内的流场。为了分析该压气机级的损失,推导了描述非定常流动损失的参数(不可逆性)及其对应的强度量参数。以此为基础,研究了损失和流动结构之间的关系,得到了不同流动结构在损失产生上的主次关系;并定量给出了主要区域损失的大小。发现在最高效率点附近,边界层产生最大的损失,然后是顶隙泄漏流动、尾迹,以及核心区流动。该文也对该级压气机进行了损失功分析,结果表明吸力面边界层以及顶隙泄漏流动对于损失产生贡献最大。     

聚丁二炔(Polydiacetylene)单晶中量子成核和热成核相变过程

本文研究聚丁二炔(Polydiacetylene)中的量子成核和热成核相变过程。在从PDB相向PDA相的相变过程中。会出现一个畴壁;相反,在从PDA相向PDB相的相变过程中,会出现一个反畴壁。我们认为,畴壁的形成是一种涨落的结果;利用统计物理的方法,对两种成核过程进行了详细的讨论,发现在ETCD-PD中,主要是热成核相变;而在ETDU-PD中,主要是量子成核相变,与实验事实符合。图5,参13     

耦合标量场中孤子激发与耦合参数之间的关系

本文提供一个简捷的方法求解相对论性的耦合标量场中的精确孤子解,并考察了其孤子解与耦合参量d之间的关系,此方法可以用来求解其他类型的非线性耦合方程及类似的非线性微分方程.     

底部结构对高速列车流场及气动优化规律的影响

为了得到底部结构对列车流场及气动阻力优化规律的影响,通过计算流体力学和正交试验设计分析的方法,研究真实复杂车体的底部流动和尾迹特征,得到了复杂车体气动阻力优化规律.结果表明,尾车鼻尖静压系数在底部结构影响下降低了0.06,尾车流动分离提前,两反对称尾涡核间横向距离增大,尾涡间夹角增大.头型概念设计时的拓扑简化车体模型可以作为真实复杂车体的气动阻力优化设计模型,但考虑底部结构使得头车参数优化的极差值减小、尾车参数的优化极差值增大.头车阻力优化重点为转向架周边结构,尾车阻力优化对流线型长度参数更加敏感.     

空气负离子浓度的实验研究

测试了周围生活环境中的空气负离子浓度，并通过实验测试了衰减距离、摩擦、风速、温度、湿度等影响因素对材料产生负离子的影响．实验结果表明，周围生活环境中空气负离子浓度小于500个／cm^2，外界空气负离子浓度大于1500个／cm^2，空气负离子在环境中的衰减距离为20cm左右．当临界风速处于3m／s-10m／s之间，风速的摩擦可以产生负离子；相对于摩擦，温度、湿度的变化对材料产生负离子的影响较小．     

CRH3型高速列车气动噪声数值模拟研究

采用非线性声学求解方法(NLAS)进行近场气动噪声研究, 通过一个二维后台阶算例进行了方法验证, 与实验数据符合良好。在噪声源周围建立噪声面, 并利用FW-H方程进行远场噪声评估。对CRH3型高速列车在300 km/h速度下运行进行了气动噪声分析, 着重考虑车体几何对气动噪声的影响。首先对高速列车在RANS计算下的统计结果进行分析, 研究高速列车关键部位如头部、车厢连接处、尾部等的流场特征。进而通过在列车表面特征位置设置测点, 研究车体不同部位对气动噪声产生的贡献。通过在远场设置噪声测点, 分析了CRH3型高速列车的远场气动噪声特性, 并对噪声水平进行了评估。     

大跨度桥梁气动力计算

首先介绍一种高效的用于大跨度桥梁风致振动分析的风场模拟方法,在此基础上进一步给出大跨度桥梁抖振力和自激力时域表达式.运用本文理论对香港汀九大桥进行了风场模拟和气动力计算,据此完成了大桥的抖振响应时程分析。有关计算结果与风洞试验结果相当吻合,说明了本文方法的正确性与实用性。     

缆索承重桥梁桥塔自立状态涡激共振及其控制

在建的某大跨度悬索桥位处东南沿海,桥塔施工时期处于台风多发期,设计风速较高.对比其他同类型的桥塔,该桥桥塔发生涡振的可能性较大,有必要在初设计阶段评价桥塔涡振性能,并考虑采取有针对性的涡振控制措施.通过裸塔气动弹性模型风洞试验,分析了桥塔在多种工况中的涡振响应特点,表明涡振效应不容忽略.比较了气动措施、机械措施以及桥塔动力特性形态和风环境因素对于涡振响应的影响.     

航弹风标式导引头失调角测量

目的　研究航弹风标式导引头失调角风洞测量技术,给出一个外形的失调角; 方法　将特制的小型磁敏角度传感器装于风标式导引头内,测量风标式导引头纵轴与弹体纵轴的夹角,经处理后得到失调角; 结果　在Ｍａ＝ ０．６～１．０,α＝ ０～２８°范围内,得到了失调角随Ｍａ,α变化的实验数据; 结论　所用方法能得到较准确的风标式导引头失调角;失调角产生于弹体前段对风标式导引头的非对称气动力干扰;失调角量值不大,小攻角时为负值,大攻角时为正值;     

无舵面飞机变弯度机翼承载/变形一体化设计

为通过机翼弯度变化实现对无舵面飞机的控制、改善其气动性能,需要协调结构变形、力学承载和轻质设计三者之间的关系。针对传统机械驱动机构造价高、重量大和智能材料驱动机构承载能力弱的缺陷,通过承载/变形一体化设计方法,充分考虑机翼气动载荷的特点,协调配置机械驱动机构与智能材料驱动机构,结合拓扑优化设计,提出一种无舵面飞机变弯度机翼承载/变形一体化设计方案。结果表明,无舵面飞机可在不同飞行环境下改变机翼弯度以承受多种载荷条件,对提高飞机的飞行性能、飞行效率和适应飞行环境的能力具有积极意义。