螺旋扭曲升阻复合型垂直轴风力机气动性能分析

提出了一种新型升阻复合型垂直轴风力机。阻力型风轮是由双层典型的萨沃纽斯型风轮组成,而升力型风轮是由螺旋扭曲一定角度的达里厄NACA0018翼型风轮组成。阻力型风轮在内,升力型风轮在外,二者用传动轴和离合器相连接。在低风速时由阻力型风轮带动升力型风轮旋转,高风速时二者各自旋转,互不影响。首先,基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)软件对其启动及气动性能进行了仿真,分析了风轮表面的压力和风速分布。然后,分别对复合型风力机和单达里厄型风力机的启动风速和输出功率进行了测量。结果表明:复合型风力机的启动风速要小于单达里厄型的启动风速,而输出功率的差别并不大。最后,探讨了单达里厄风力机不同风速下叶尖速比与转矩系数和风能利用率的关系,确定了在叶尖速比为1.9时可将阻力型风轮和升力型风轮分离,在风速为8 m/s且叶尖速比为3时风力机的风能利用率最高,为40.6%。

新型升阻复合型垂直轴风力机结构设计

在传统H型风力机基础上设计了一种升阻复合型垂直轴风力机,既有升力型垂直轴风力机风能利用率高的优点,又具备阻力型垂直轴风力机启动风速要求小的特点,适用范围广。为使该型风力机接收高位处风能并使两发电组间产生空气涡流相互作用,设计了一种组合型垂直风力发电系统,并对该系统中的塔架进行了失稳和强度分析,以验证该结构的合理性。

涵道风扇升力系统的升阻特性试验研究

近几年出现了许多构形新颖的垂直起降无人飞行器 ,都以涵道风扇作为升力系统。为了研究涵道风扇系统的气动特性 ,尤其是在复杂流场中涵道本身的升阻特性 ,在 3 .4m× 2 .4m开口风洞中对涵道风扇进行了吹风试验。试验模型由直径 1 .5 0 m的可变距风扇系统和外径 1 .8m的圆筒状涵道组成。试验状态变量包括涵道高度、吹风速度、涵道前倾角和风扇桨距。试验结果表明 :涵道在前飞状态比悬停状态产生更大的升力 ,但这一优势却被涵道的较大阻力所排斥 ,因而涵道风扇如果用作升力系统 ,仅适用于强调悬停和低速飞行的飞行器。

基于升阻比变化规律的再入高超声速滑翔飞行器轨迹预测算法

针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈近线性增长的规律,给出了升阻比变化函数的形式及拟合方式,并在此基础上设计了轨迹预测算法,最后通过仿真验证了算法的有效性。该算法对反助推-滑翔无动力跳跃飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。

高升阻比翼型的设计

使用解析形状函数法和参数化翼型表示方法,将求解绕翼型流场的N S方程解与优化方法相结合,可设计出新的高升阻比翼型。计算结果表明,设计的新翼型满足设计要求,且获得比原始翼型高得多的升阻比,翼型设计方法是实用的。参数化翼型表示法比解析形状函数法对给定的初始翼型离散数据的准确度影响更小,更适合用于新翼型的设计。

高升阻比乘波构型优化设计

在M∞=6,30km高空条件下,以升阻比为目标函数,进行了锥形流乘波体的黏性优化设计,讨论了影响乘波体升阻比的因素,并对优化结果进行了数值验证．结果表明:对于升阻比最大的黏性优化乘波体,存在最优圆锥角使得源自该基本流场的乘波体升阻比最大;摩阻和波阻处于同一量级;体积率、细长比和展长比都随着基本流场圆锥角的增大而增大．

升阻混合风轮的性能规律

为了研究由升力型与阻力型风轮构成升阻混合立轴风轮的部分性能规律,建立了旋转直径900 mm、高度900 mm的混合风轮数理模型,应用SST k-ω湍流模型模拟分析两种风轮的半径比、高度比对混合风轮性能的影响规律,并比较了混合风轮和纯升力风轮的性能.结果证明:阻力型风轮增大了混合风轮的力矩,对下游0°转角附近的升力叶片产生了负面影响,且当阻力风轮与升力型风轮半径比为0.3、高度比为0.5时,混合风轮的性能达最佳为0.32;在低转速范围内,组合风轮具有更高的风能利用系数;在高转速范围内,阻力风轮产生的阻尼作用效果逐渐增强,混合风轮与纯升力风轮的性能相近甚至不及.建立相同尺寸的塑料物模进行了风洞试验,采用力矩仪对模型力矩和转速进行了测试,试验结果与模拟结果的对比显示,试验测量最高效率低于模拟值0.02,误差属于允许范围之内,证明SST k-ω湍流模型对混合风轮流场计算值具有适用性.

一种升阻复合型垂直轴风力机

提出了一种基于活固叶片的新型升阻复合型垂直轴风力机。分析了这种风力机的空气动力学原理,阐述了其整体结构,设计并制造了一台扫风面积为0.49 m2的样机。在7 m/s的风速下,对其进行了性能测试:当负载扭矩为3.6 Nm时,风力机仍能可靠自启动,其功率系数曲线具有阻力型垂直轴风力机和升力型垂直轴风力机的双重特点;当负载扭矩为1.5 Nm时,其功率系数接近30%。

自适应风速垂直轴风力机的阻升转换特性

为了研究自适应风速垂直轴风力机(VAWT-SWS)运行模式的变化规律,设计制作了含有活动和固定叶片的直叶片垂直轴风力机,同时制作出与活动叶片和固定叶片贴合后形状相同的直叶片垂直轴风力机.搭建出风洞试验台,在固定风速和风力机高度条件下,通过增减支撑臂的数量和长度,研究了风力机的叶片数和直径对自适应风速垂直轴风力机阻力和升力运行模式转换的影响.借助于风洞试验获得风力机转矩随尖速比的变化曲线,并与相同参数的直叶片纯升力垂直轴风力机进行了比较,以转矩的接近程度作为判据,判定了自适应风速垂直轴风力机所处的工作模式.试验结果表明:在一定条件下,自适应风速垂直轴风力机可以进行工作模式的自动转换,增加叶片数可使风力机阻升转换所需尖速比降低,而增大风力机直径可使阻升转换所需尖速比提高.研究结果可以为自适应风速垂直轴风力机的设计提供理论指导.

随机风场与升阻比误差对空空导弹可攻击区的敏感度研究

为研究随机风场和升阻比误差对空空导弹可攻击区的敏感度,基于某空空导弹模型与三维比例制导律以及随机风场模型等,通过大规模系统的导弹与目标对抗飞行轨迹仿真,迭代出了该空空导弹在各种(随机干扰)条件下的三维可攻击区.数值飞行仿真表明,随机风场和升阻比误差改变了空空导弹的可攻击区的形状和大小,这表明空空导弹的可攻击区对这些随机干扰具有较高的敏感度,当计算空空导弹的可攻击区时,必须考虑随机风场和升阻比误差,这具有明显的实际工程设计与空战应用的价值.

不阻升主动脉低温室颤法心内直视手术的临床研究

目的 观察与评价不阻升主动脉低温心室颤动状态下行体外循环心内直视手术的心肌保护效果。方法 选择首次接受体外循环心内直视手术的先天性心脏病病人 4 0例。随机分为低温室颤组 (HF组 )和冷晶体停跳液组 (CC组 ) ,每组 2 0例病人 ,分别行心内直视手术。分别于 6个时点抽取外周静脉血 ,测定并比较两组心肌肌钙蛋白 (cTnI)、磷酸肌酸激酶同工酶(CK MB)、超氧化物歧化酶 (SOD)和脂质过氧化物产物丙二醛 (MDA)在围手术期浓度变化。取心肌电镜标本 ,观察心肌超微结构的变化。结果 HF组和CC组术后 4种酶学指标都升高 ,CC组的cTnI,CK MB ,MDA在大多时点都较HF组升高明显(P <0 .0 5 ) ,其中以cTnI值最为显著 (P <0 .0 1) ,而SOD值低于HF组 (P <0 .0 5 )。心肌超微结构显示HF组心肌损伤较CC组轻。结论 不阻升主动脉低温室颤法与常规阻升主动脉心脏停跳法都可引起心肌损伤 ,但低温室颤法损伤程度明显轻于停跳法 ,可以推荐为一种安全。

一体化外形的高超声速飞行器升阻特性研究

针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生负升力,后体产生正升力,发动机的合升力为负值;介绍了气动/发动机力的界面划分的两种方法及其应用,给出了研究推力-阻力平衡、升力-重力平衡、升阻比特性时应采用的划分方法;利用Bruguet航程公式研究了飞行器的航程与升阻比的关系,证明高超声速飞行器的航程存在极限值。

具有升阻复合启动结构垂直轴风力机气动特性数值模拟

提出利用升阻复合启动结构来改善直线翼垂直轴风力机气动特性,该启动结构由半椭圆形阻力叶片和升力小翼构成。基于RNG k-ε模型,对纯升力型、升阻复合型和新型复合风力机的气动特性进行二维数值研究,并进行对比分析。研究表明：增加小翼后,新型复合风力机的最大力矩系数较升阻复合型风力机提升25%,最大功率系数提升46%;静态启动力矩较升阻复合型提升11.2%,较纯升力型提升294%;小翼可削弱内置阻力叶片对升力叶片的不利影响。

放宽纵向静稳定性对战斗机布局升阻比特性的影响

就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究。文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了两种布局配平升阻比特性不同的原因。研究结果表明:在典型的亚、跨和超声速马赫数下,如果不采用放宽纵向静稳定性技术,鸭式布局由于配平得到的升阻比收益一般低于常规布局的收益;鸭式布局由于采用放宽纵向静稳定性技术得到的配平升阻比收益明显高于常规布局。从配平升阻比特性的角度来看,鸭式布局比常规布局更加适于采用放宽纵向静稳定性技术。

高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

采用数值模拟方法研究在设计点 (马赫数 6,迎角 0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性 ,以及在非设计点时该乘波体的气动特性 ,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性 .研究表明 :基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的 ;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时 ,可得到乘波体最大升阻比为 3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案 ;

可变形飞行器新概念升阻特性分析

飞行器的变形方式可分为三大类:局部小变形、中等变形和大尺度变形。针对大尺度变形,提出了两种可变形概念:变前掠翼布局和可伸缩翼布局。通过数值方法计算分析了不同变形外形在不同马赫数下的升力、阻力和升阻特性,从中总结出适合于各个速度段的能够获得最大升阻比的最佳变形方式。结果表明:大尺度变形能够显著改变飞行器的升阻特性,使可变形飞行器能适应较广范围飞行条件的变化,因而在全飞行周期中比传统的固定外形飞行器具有更优的性能。

升阻互补型垂直轴风力机气动性能分析

为了提高垂直轴风力机的风能转化率,提出了一种新型升阻互补型垂直轴风力机.对大厚度航空翼型进行切割得到了升阻型叶片翼型,基于CFD数值模拟技术,分析了改进后翼型以及利用该翼型制成的端部封闭和不封闭的两种垂直轴风力机的气动特性.计算结果表明,改进后的翼型具有较高的升力系数,但失速特性和阻力特性较差,两种垂直轴风力机在额定工况下均产生了较高的风能利用系数,而端部不封闭叶片由于叶梢部位产生湍动能较低,具有更好的动力输出,叶片在逆风运行时,充分发挥了翼型外表面的升力性能.

高空远程滑翔UUV的升阻特性风洞实验

为探索高空远程滑翔UUV空气动力学基本特性,针对高空远程滑翔UUV详细设计了风洞试验模型,并通过试验分析了攻角和导流罩对高空远程滑翔UUV亚音速滑翔时升阻特性的影响,得到了高空远程滑翔UUV升阻特性的基本规律,为高空远程滑翔UUV总体、气动的进一步设计提供了依据。

钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响

飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞行器的性能。通过运用数值计算的方法,验证了加大钝化半径可以降低前缘的热流密度,研究了钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响,比较了不同钝化半径情况下飞行器的升阻比变化。研究表明钝化导致飞行器的升阻比下降且随着钝化半径增大升阻比降幅增大。

微型涡流发生器对超临界翼型升阻特性影响实验研究

采用低速风洞实验方法,研究了安装在超临界翼型上的微型涡流发生器四种高度和安装位置对绕该翼型的流动影响。对比干净翼型和安装微型涡流发生器的翼型升阻特性,结果表明：同向安装的微型涡流发生器能减小阻力,但对升力和失速迎角影响不大;大尺寸微型涡流发生器减阻没有小尺寸效果好;高度低于0.4δ（δ为边界层名义厚度）的微型涡流发生器最佳安装位置为参考分离位置下游3.5δ~4.5δ处。