三角形翼形涡偶发生器对流换热特性实验研究

采用热质比拟萘升华技术对三角形翼形涡偶发生器的对流换热特性进行了实验研究.结果表明在矩形通道内安装三角形翼形涡偶发生器产生的涡旋,从1.1倍翼高到5.5倍翼高,努塞尔数平均衰减28.0%;在一定的雷诺数范围内,迎流冲击角对三角形翼形涡偶发生器对流换热特性有显著影响,并且存在一个最佳迎流冲击角45°.     

八边形翼攻角对翅片管空气侧流动与换热特性的影响

在传统翅片管上加装八边形翼涡发生器以强化传热。利用FLUENT软件对八边形翼翅片管模型进行了数值模拟,研究了不同雷诺数(Re)下八边形翼攻角(10°,20°,30°,40°)对翅片管空气侧流动与换热特性的影响。结果表明,八边形翼攻角对管后尾迹区换热影响显著;与平直翅片管相比,加装八边形翼的翅片管空气侧在不同攻角、Re下的平均努塞尔数(Nu)提高了13.1%~43.1%,相应的阻力系数(f)增加了6.9%~61.1%;通过对综合传热性能评价因子(PEC)的分析发现,在Re为862~3 735时,八边形翼攻角为20°的翅片管综合传热性能最佳。     

NACA0018翼型模型的仿生降噪

根据鸮翼后缘锯齿形和前缘非光滑形态对NACA 0018翼型模型进行仿生改形设计,设计了后缘锯齿状、前缘圆齿状以及后缘锯齿状加前缘圆齿状结构的3种仿生模型。应用大涡模拟方法和FW-H方程,对比分析了NACA 0018翼型模型和3种仿生模型在攻角α=6°,弦长雷诺数Re=1.6×105时的气动噪声。分析结果表明:3种仿生模型与NACA 0018翼型模型相比均具有降噪效果,后缘锯齿状加前缘圆齿状的仿生模型比单一后缘锯齿状及前缘圆齿状仿生模型具有更加显著的降噪效果。     

基于仿鸽子翼型的风力机叶片结构气动性能分析

对风力机轻风启动,有效利用风能进行研究。利用仿生耦合技术通过对鸽子翼型数据提取,建立仿生模型。基于NACA0015翼型及鸽子数据特征,将优缘凸起、后缘凸起及前后缘凸起三类翼型与NACA0015翼型进行对比,分析得到翼型上下表面压力分布、表面流场变化、剪切应力分布及增升减阻各气动系数,当失速攻角为16°、马赫数为0.073条件下,仿生翼型在提高升力方面比NACA0015提高了31.98%、降低阻力达到了10.62%,仿生翼型对表面流体起到了有效改善,改变结构的翼型对提高升力,降低阻力有了很大的提高。     

基于Hicks-Henne型函数和MIGA的机翼形建筑物多目标水力优化

以建立于NACA翼型族厚度分布方程基础上的机翼形水工建筑物多目标水力优化为目标,基于Isight数值优化平台,通过Hicks-Henne型函数实现翼型参数化、多岛遗传算法(MIGA)筛选最优解,构建自动集成与优化体系;选用某小型平原灌区末级矩形渠道机翼形量水槽为算例,根据原型工况及水力参数设定相关约束条件,引入收阻比δ概念,并结合淹没度S构建多目标优化方案,验证优化平台的可靠性与准确性,结果表明,优化方案较初始方案S与δ分别提升10.84％和42.10％.研究结果对机翼形水工建筑物在实际工程中的外形优化与应用提供了一定的参考和建议.     

仿蝉翅膀气动力及扭矩特性的分析

为仿蝉微飞行器（MAV)设计了一款翅展33 mm的翅膀,并采用准静态模型对该翅膀的气动力及扭矩特性进行了仿真分析;同时还分析了以上特性与攻角幅度之间的关系.力特性仿真结果表明,在超前模式典型拍动参数下,一对翅膀能提供26 g左右的平均升力,足于平衡质量为十几克的仿蝉微飞行器;同时提供合适的剩余升力供机动.扭矩仿真结果表明,翅膀转动模式对转动扭矩的影响很大,而对拍动扭矩影响较小;攻角幅值对转动和拍动扭矩的影响均比较大,但是超前模式下的转动扭矩却几乎不受攻角幅值的影响.为检验仿真结果的可信度,与相关文献类似实验的测量数据进行了比较.结果表明,仿真所得气动力曲线与相比较的实验结果曲线形状相似,特征点位置和幅度吻合较好.     

不同加荷方向下横观各向同性饱和粗砂的真三轴试验研究

各向异性是岩土材料普遍具有的性质,而横观各向同性是岩土各向异性最通常的表现形式,因此在真三轴试验中,不同加荷方向下的大主应力方向与颗粒沉积方向之间形成的不同夹角（α角）对其本构特性影响的研究是具有意义的。在有效围压为200 kPa,中主应力系数为0,0.5,1的条件下,采用不同的制样方法,分别进行α角为0°,60°,90°的饱和粗砂进行排水剪切试验,并结合试验数据探究其应力应变及剪胀特性。最后,通过分析似临界状态下有效球应力p'–偏应力q曲线和lnp'–孔隙比e曲线,得出不论α角取何值,其临界状态都是存在的。     

长焦宽谱校正二级光谱畸变光学系统设计

一星模拟器需要设计一长焦距宽谱段,视场２ω＝８．４２５°的光学系统,本设计的成功在于两个关键因素,首先,打破双焦、双分透镜选用冕－火石（Ｋ－Ｆ）或火石－冕（Ｆ－Ｋ）玻璃组合的惯例,而选用火石－火石（Ｆ－Ｆ）玻璃组合,为在λ＝０．８５μｍ时二级光谱及畸变达标,前组加一块特种火石玻璃,其次,前后两组各自保留０．７ｍｍ反号的位置色差,使各谱线的球差曲线有相对应的排列顺序和大致相同的间距,设计出结构较短的     

二氯(2,6-二甲基吡啶)铜(Ⅱ)配合物的合成及晶体结构(英文)

在ＤＭＦ溶剂中,ＣｕＣｌ２与２,６－二甲基吡啶反应合成并培养了二氯（２,６－二甲基吡啶）铜（Ⅱ）配合物的单晶,通过Ｘ－射线衍射分析测定了分子结构。单晶在三斜晶体系中收集,空间群Ｐ－１的晶胞参数为ａ＝７．６７１８（１５）,ｂ＝８．０３５２（１６）,ｃ＝８．０８１９（１６）Ａ,ａ＝１１７．０８（３）,β＝１１３．２０（３）,γ＝９３．９１（３）°,Ｚ＝２．单晶结构中,Ｃｕ（Ⅱ）与两个氮原子和两个氯离子相连。     

基于SFM方法的不同倾角桥墩绕流局部冲刷特性试验

桥墩绕流冲刷是水流、泥沙和桥墩三者相互作用的结果,桥墩周围复杂的水沙运动关系是造成桥梁水毁的重要原因。定量分析桥墩冲刷地形特征规律及其与水流之间的相互作用关系,是深入研究桥墩绕流水沙作用机理及实际工程应用的重要突破口。本文开展两种坡降条件下不同倾角均匀沙动床桥墩绕流冲刷试验,并沿下游方向设置四个模型倾角0°、5°、10°、15°。使用粒子图像测速系统（Particle Image Velocimetry,PIV）测量桥墩绕流二维流场,并基于运动摄像恢复结构技术（Structure From Motion,SFM）实现冲刷地形三维重构,在此基础上分析床面冲刷三维地形结构和绕流流场特征,以构建紊流结构与冲刷地形相互耦合作用关系。结果表明：（1）SFM方法可实现冲刷地形三维结构重构,冲刷试验平衡时,模型前方和两侧冲刷坑较深,后方冲刷坑出现凸起,沿水流方向倾斜顺延上升至床面。（2）冲刷坑尺寸、面积和体积均随水流强度增大而增大,随倾角增大而减小。不同截面处冲刷坑面积、体积随坑深呈开口向上抛物线趋势增大。（3）桥墩模型对后方流向流速扰动范围随倾角增大而减小,对展向流速影响范围随倾角增大而增大。（4）随模型倾角增加,旋转强度与剪切应力影响范围均减小。剪切应力下切较易形成桥墩周围较深冲刷坑,而位于桥墩两侧大尺度流向涡向下游延伸,将促使桥墩后侧方浅长凹槽形成。     

U形渠道直壁式量水槽水力特性数值模拟

为了优化U形渠道直型式量水槽水力计算,由U形渠道直壁式量水槽模型试验得出的水力特性基础上,对量水槽的部分工况进行数值模拟,得出了水位与流量的关线曲线.试验结果表明,自由水面线的计算与实测值符合较好,流速分布规律揭示的水流特性与实际状况相符,所选模型能够准确模拟量水槽的三维水流特性,该数值模拟方法可靠,为量水槽的优化设计提供了思路.     

基于典型鸟类翅膀特征的小型轴流风机叶片仿生设计与试验

基于提取的雀鹰、长耳鸮翅膀的表面特征对小型轴流风机的叶片进行仿生优化,以求提高风机的气动性能。设计出8种仿生风机模型,通过CFD计算选出最优的仿生风机模型进行性能试验验证,并与原型风机进行了对比。对比试验流量-静压曲线发现,仿生风机气动性能明显好于原型风机,最大质量流量提高了6.1%,最大静压提高了7.0%,并发现V型截面好于圆弧型截面。本研究为叶片仿生参数的进一步优化提供了前期基础。     

鸮翼前缘非光滑形态消声降噪机理

长耳鸮扑翼噪声测量试验表明,其翼前缘圆弧齿状非光滑形态对其飞行降噪影响显著。应用逆向重构技术,对长耳鸮翼前缘非光滑形态特征几何信息进行量化,并建立仿生类比模型。采用计算气动声学方法,对仿生前缘非光滑模型的降噪特性进行了数值模拟,并通过分析仿生非光滑形态对模型表面流场的影响,对仿生非光滑形态气流噪声控制机理进行了研究。结果表明,仿生非光滑模型与光滑模型相比,可降低气流噪声5～10 dB,且具备一定的增升作用;仿生前缘非光滑形态具有整流及控制气流分离的特性,可减少由于翼表面气流压力脉动及涡流脱离引发的气流噪声。     

翼型厚度和弯度对前飞扑翼气动性能的影响

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显著提高翼型升力和升举效率,并促使尾流中心线向右下方倾斜;正向弯度扑翼在下扑行程能产生更大的升力,而负向弯度扑翼则在上挥行程中产生了更大的推力.     

明渠扩散段急流运动特性及调控方法研究综述

依据文献分析了有限宽度水槽突然扩散、固定扩散角渐变扩散、无边界平板扩散和急流扩散4种典型明渠扩散段水流的共同流动特征.给出了有限宽度水槽突然扩散段水流宽度的沿程发展规律,以及在平底明渠急流扩散段设计时,为防止水流脱离的扩散角计算方法和突然扩展区急流扩散的边界方程;通过不同底坡比降的试验和原型资料分析,论述了陡坡扩散区水深沿程变化特点、沿程各断面横向分布规律,介绍了陡坡上水平扩散角的计算方法与扩散角最大值的存在.通过大扩散角水槽试验,发现在扩散段不同流态的过渡水流现象及稳定性不一样.上游来流为急流时,下游水跃进入扩散段就是水流失稳、主流偏转的开始;采用潜没式三角翼可以防止扩散段回流发生,提高过流均衡性.     

基于CATIA的轴流风机叶片仿生参数化建模

为解决轴流风机仿生叶片三维造型不能直接应用提取的鸟翅膀翼型问题,通过对风机叶片的几何分析,推导出叶片二维平面叶型坐标到三维空间坐标的转换关系。运用EXCEL对叶型截面各离散点进行处理得到相应的空间坐标;基于CATIA的自由曲面造型功能生成叶片曲面,再转化成实体叶片;采用FLUENT对所设计的轴流风机模型进行仿真分析,计算结果与设计要求比较吻合。     

飞机翼身对接装配中的接头测量与评价技术

为了满足飞机机身与机翼对接装配的协调准确度要求,在对接装配前一般需要采用翼身接头精加工程序.为了保证加工过程的安全性并及时反馈加工质量信息,提出一种飞机数字化总装配时的翼身接头测量与评价方法.在专用数控加工中心的主轴上安装三坐标测量头,使之具有精密测量与数控加工一体化功能.在翼身接头测量过程中,数控机床和机身调姿工装的运动由系统主控计算机协调.基于测量数据预处理的结果,自动建立所有翼身接头的参数化模型.根据装配工艺的要求,进行各翼身接头的加工过程仿真、加工余量评价以及精加工检验,保证精加工的质量和安全性.分析精加工过程可能存在的问题,并给出相应的评价模型与指标.应用结果表明,该方法能实现机身与机翼之间的准确对接与协调互换.     

桩柱透水丁坝的局部水头损失试验

作为一种新型河工建筑物,桩柱透水丁坝对局部水流的影响亟需可靠的定量研究.为此,结合理论分析和水槽试验对其局部水头损失进行探讨.首先,应用平面绕流与旋涡理论阐明其局部水头损失的机理,导出了桩柱透水丁坝局部水头损失系数与阻水流量的关系式.而后利用已有的桩柱透水丁坝阻水流量计算公式结合试验资料,得到了计算单个桩柱透水丁坝在非淹没状态下局部水头损失系数的经验公式,该公式计算值与实测值符合良好,可为透水丁坝水力特性的进一步研究提供参考依据.     

Experimental Study of Effects of Tail Wings on Submunition Aerodynamic Characteristics

Aimed at the needs of deceleration of submunitions dispensed from the ballistic missile, wind tunnel tests were performed on the submunitions with different tail wing sizes at the Mach number range from 0.7 to 3.0 and the angle of attack range from 0° to 14°. Experimental data about the variance of aerodynamic coefficients with the Mach number and angle of attack were obtained systemically. The effects of the tail wing sizes on the drag coefficients and the center of pressure coefficients were discussed. Analyzed results show the arc tail wings designed are beneficial to both the deceleration effect and static stability. These results are significant to the tail wing design and its applications to the submunitions deceleration..     

超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法

针对超音速和高超音速流动的特点，分析并检验了各种气动力工程算法(牛顿法，切楔／切锥法，活塞理论，激波膨胀波法等)，并将其推广运用于超音速和高超音速机翼的非定常气动力的计算中。通过与机翼结构运动方程的联立求解，在时间域内实现了超音速和高超音速机翼颤振的数值模拟。通过与实验结果的比较，证明该方法具有较高精度，误差能控制在10％左右。