多孔翅片对封闭腔内自然对流传热影响的多参数优化

为研究多孔翅片参数对封闭腔内自然对流传热的影响规律,数值分析了腔内热壁面所布置多孔翅片长度l、安装位置s、安装角θ、达西数Da和有效导热系数Ke对腔内自然对流传热的影响。结果表明：当Ra=10⁵,使得腔内热壁面■最大的多孔翅片单参数组合为：l=0.35H、s=0.375H、θ=90°,相比无翅片工况提高了33.3%;当Ra=10⁵,应用响应面法分析多参数影响,获得腔内对流传热效果最优的多孔翅片参数组合为：l=0.44H、s=0.34H、θ=101.72°,相比无翅片工况,热壁面■提高了34.4%;当Ra=10⁵,同一达西数下,热壁面■随着多孔翅片有效导热系数的增大而增大。有效导热系数不变,达西数增大同样强化了腔内对流传热。多孔翅片有效导热系数和达西数对提高腔内对流传热具有协同作用。该研究结果能够为改善工业生产中电子元器件的自然对流冷却效果提供理论指导。     

多喷管超声速射流噪声的实验及数值模拟研究

为分析多喷管超声速燃气射流的噪声特性,对四喷管射流进行了实验和数值模拟研究。数值仿真采用大涡模拟结合Ffowcs Williams&Hawkings声学模型计算四喷管射流噪声,并与实验测量的噪声结果相对比以验证数值计算方法的可靠性。结果表明,仿真结果与实验结果变化趋势一致,其中远离地面的测点的总声压级与实验值相对误差为1.2%左右,验证了所采用的数值方法可准确预测多喷管超声速射流噪声;在高度欠膨胀状态下,四喷管的四束射流间存在相互干扰,并在四束射流合并后流动迅速转变为湍流状态;射流下游的大尺度湍流混合噪声是四喷管射流噪声的主要来源,总声压级沿射流方向最大。研究结果可为超声速喷管及其降噪方案设计提供参考。     

任意多面体的快速非结构网格生成算法

对于包含复杂气动外形的CFD数值模拟,网格生成是其中的关键,快速稳定的网格生成技术是其中的重要组成部分。本文首先建立了基于可视面的适用于任意多面体的快速初始化算法;然后改进了Delaunay生成算法后使用Delaunay改进生成算法细化网格,讨论了网格质量判定依据对网格生成的影响,通过开发Delaunay面交换技术优化网格生成过程;最后建立了基于顶点弹簧理论的网格优化方法,以提高网格生成的质量。结果表明,本文建立的算法效率较高。     

“以点带面”切莫“以点代面”

常言说:"一花独放不是春,百花齐放春满园。"虽然说,这一浅显的道理众所周知,但在现实生活中,还是有人逆意而行、背道而驰。时下,我们有些单位在基层建设中,那种"以点代面"现象仍屡见不鲜。有的热衷于"一招鲜",总认为"一招鲜,就能吃遍天";有的沉溺于"争彩头",总觉得"有彩头,就能遮百     

片体干扰对三体船附加质量和附加惯性矩的影响研究

基于三维Rankine源方法,进行三体船附加质量和附加惯性矩计算,分析了片体干扰对三体船附加质量和附加惯性矩的影响,为三体船操纵性预报奠定基础.通过对圆球、椭球附加质量和附加惯性矩的计算,以及对三体船附加质量和附加惯性矩定性规律的分析,说明了文中方法的可靠性.研究表明,片体干扰对三体船附加质量和附加惯性矩有一定影响,但并不十分明显,且这种影响随着间距的增大很快衰减.     

基于面元法的三维机翼数值设计

利用一种数值迭代方法设计出具有给定目标压力分布形式和环量及厚度分布的三维机翼.取一初始机翼,应用考虑尾涡衰减及卷曲的面元法计算三维机翼的流体动力性能,对机翼几何形状进行小的扰动并计算由此引起的压力变化,形成雅可比行列式,求解出几何修正因子以改变机翼几何形状,多次迭代后得到具有目标压力分布形式的机翼.再由给定的环量及厚度分布修改目标压力,重新设计机翼,最后得到符合设计要求的三维机翼.重点讨论了数值设计中尾涡模型、目标压力分布形式、几何控制点对设计结果的影响,及如何加快计算收敛.算例分析表明,设计方法收敛快速、有效可行,计及尾涡衰减及卷曲能够得到更准确的设计结果,目标压力分布形式和几何控制点的选取决定了设计机翼的光顺性.     

战时机场道面抢修MOS优选数学模型

机场道面是机场的核心部分,遭敌破坏后必须快速修复以保证飞机起降能力.抢修机场道面首先必须快速确定MOS.针对战时机场道面抢修MOS确定问题,建立基本数学模型,利用相对运动原理和坐标变换等知识进行数学分析,得出优化数学模型,并采用逐步搜索比较的算法和Matlab编程实现了MOS快速优选.     

基于主动磁轴承飞轮转子的滑模变结构控制研究

针对主动磁轴承飞轮转子系统存在较多不确定因素的问题,设计了滑模变结构控制器,其中采用Lyapunov方法建立滑模面,由比例型到达律确定到达控制器,同时由Lyapunov第二方法证明了闭环系统的渐进稳定性.仿真结果表明,系统的位移和速度能在较短时间内收敛到零,抖振较小,系统动态响应较快,稳定精度较高,对外界干扰和参数变化具有较强的鲁棒性,从而达到了较好的控制效果.     

多操纵面战斗机飞行控制系统设计

现代多操纵面战斗机飞行控制系统多采用非线性控制方法进行设计,其中逆系统方法具有物理概念清晰、参数对应明确、无不确定性算法、容易结合传统经验等优点,易于工程实现.将该方法应用于多操纵面战斗机的基本控制律设计,使用多层简化设计,改进了多操纵面的控制分配策略,并针对某型多操纵面战斗机六自由度模型进行数字仿真,效果良好.