气动力降阶模型是提高气动弹性振动分析速度的新方法。现有气动力降阶模型的研究主要集中在叶片和机翼的颤振方面,没有涉及尾流激励引起的叶片振动问题。基于小扰动理论,本文将上游尾流傅立叶分解为若干个谐波,分别计算各阶谐波对叶片气动力的扰动,通过线性叠加各扰动,建立了尾流激励的叶片气动力降阶模型。二维叶片的算例表明:本文建立的气动力降阶模型能够描述上游尾流引起的叶片气动力的变化。

渭河杨凌段气动盾形闸坝单孔过流宽度90 m,共5孔,为目前中国最长气动盾形闸坝,日前已成功蓄水。渭河是著名的多泥沙河流,通过对杨凌渭河段水沙特性及重点技术问题分析,分析设计重难点技术问题,提出创新性的坝袋分离锚固技术及运行管理方案。阐述了气动盾形闸坝的设计,包括坝址选择、坝高确定、泄流消能设计、渗流设计、基础处理设计等,结合后期运行管理,使之达到经济效益、社会效益、环境效益的最佳组合。

交变气动冲击锤是一种手持式的气动冲击机械,随着信息技术与网络技术不断进步,交变气动冲击锤的智能化和瞬态冲击动力特性越来越好,应用越来越广泛。我国对交变气动冲击锤的研究时间较晚,在交变气动冲击锤瞬态冲击动力特性的研究中,相关学者用波动力学理论和实验,证实了活塞冲击反弹状态与工作介质物理特性之间的关系。本文将通过对于交变气动冲击锤的瞬态冲击动力特性进行研究,提高交变气动冲击锤在实际工作中的应用价值。

围绕无人机静气动弹性、柔性无人机的气动弹性分析、气动弹性非线性和气动弹性主动控制几个方面对无人机气动弹性研究现状做了分析总结,阐述了气动弹性学科分类和相应特点。

为研究列队行驶车辆的气动阻力影响,通过基于格子玻尔兹曼方法(LBM)的计算流体动力学软件XFlow,对2辆油罐车列队行驶进行空气动力学分析.首先,建立了与实车外形一致的1∶10油罐车模型,保留了结构的复杂性;进行了格子尺度优化试验,对模型表面速度场、湍流强度分布以及各部件对油罐车空气阻力的影响进行了研究;完成了不同行驶间距下与变道过程中的计算流体动力学(CFD)仿真,得到了车辆的气动阻力变化规律;最后,对列队行驶车辆进行了燃油经济性分析.结果表明:列队行驶技术是油罐车节能减排的有效途径,2辆油罐车在30 m/s的速度下列队行驶时,可节省燃油10.69%.

风机在实际工作过程中,由于叶片表面径向流入叶顶间隙的气流会产生涡流作用,从而造成风机叶片气动性能的降低。文章利用计算流体力学(CFD),通过对风机叶片表面进行优化设计,采用逆螺旋状三棱柱和逆螺旋半圆柱体的非光滑表面叶片,并进行数值仿真分析与声源阵列实验,得到3种类型叶片所处流场压力和速度分布云图,以及其在额定转速下的流量-静压曲线。结果表明,改进后的风机叶片具有更好的气动性能,采用逆螺旋状三棱柱和逆螺旋半圆柱体表面设计的叶片其最大流量分别提升了4.3%和2.1%;最大静压分别提升了2.2%和1.7%;其中逆螺旋状三棱柱叶片噪声最小。

本文的研究内容为明确机器人设计的构想,通过制作机器人实验样机,并使用实验样机进行设计开发实验,进而提高气动自平衡式搬运助力机器人的开发水平。希望本文的研究能对相关研究工作者有所启发。

本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响,提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想,研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象,用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、NS/DSMC耦合算法、N-S解算器,对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究,与飞行试验数据对比分析,提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。

共轴刚性双旋翼系统提高直升机最大前飞速度,但旋翼振动载荷明显增大。为研究高速共轴刚性双旋翼系统振动载荷特性,须首先分析共轴刚性双旋翼气动干扰下的非定常气动载荷。基于非定常面元法建立满足桨叶前缘和后缘边界条件的旋翼反流区气动模型以体现高速共轴刚性双旋翼后行边反流区影响,且增加共轴刚性双旋翼桨尖涡-桨叶气动干扰模型以体现共轴刚性双旋翼非定常气动干扰影响,并结合基于黏性涡粒子法的共轴刚性双旋翼尾迹模型,构建高速共轴刚性双旋翼气动干扰下的气动载荷分析方法。通过计算前飞状态下的X2共轴刚性双旋翼特征剖面非定常气动载荷时间历程,并与PRASADUM以及基于NASA OVERFLOW和CREATE AV Helios的CFD/CSD计算结果对比,验证本文共轴刚性双旋翼非定常气动载荷分析方法的有效性。相比于PRASADUM,本文分析更好地体现上、下旋翼在前......

为了抑制气膜冷却过程中耦合涡的产生,提出了一种切向出流台阶缝冷却结构,并对其在涡轮导叶吸力面、压力面上布置时的气动性能及冷却特性进行了数值研究。结果表明:在吸力面叶栅通道喉部附近布置时仅使总压损失增加约2%;在压力面布置则能使总压损失、能量损失在低吹风比工况各降低约2.5%,同时出口气流角的增加不到0.1%,而且损失系数和出口气流角对吹风比的变化也不敏感。吸力面、压力面缝后冷却效率均较高,在高吹风比工况平均都有约8%轴向弦长的叶片表面冷却效率接近1.0。