双目视觉技术在高超声速颤振风洞试验中的应用

以验证高超声速颤振风洞试验技术为目标,为了获取试验模型在风洞流场激励下的位移形貌,运用风洞试验的方法研究了某翼面模型的颤振特性。采用一种基于双目视觉系统的试验方法,系统主要由CCD相机、图像采集卡和控制计算机组成,通过立体视觉标定和数字图像处理技术解算出模型变形的形貌。试验结果表明,该方法应用成功,与CFD/CSD数值计算结果比对良好,验证了该技术在高超声速风洞试验中应用的可行性。     

无黏流场中结构振动的气动非阻尼现象

研究跨音速飞行航天器的流-固耦合振动非阻尼现象的作用机理.研究表明,流场中的跨音速激波过程是此类非阻尼现象不可忽略的基本原因之一;由于流场对物体振动响应的滞后,形成了周期变化的分布气动力与物体运动之间有规律的相位差异,这种相位差可以引发局部的非阻尼的脉动力作用.这一机制与流场中的黏性过程如边界层和分离流动无关.单纯考虑黏性现象对非阻尼作用影响的认识是有缺陷的.     

碳正离子介导的二氢喹啉的氧化碳氢炔基化

报道了一个在无金属参与的温和条件下,二氯甲烷(DCM)为溶剂,高氯酸三苯基碳正离子(Ph3CCl O4)介导N-酰基二氢喹啉与类型多样的有机硼试剂的氧化C—H炔基化反应,高效合成了α-炔基取代的1,2-二氢喹啉化合物.此外,相应的C—H烯基化也可兼容,展示出了较好的合成利用价值.     

相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响

以固定翼微型飞行器为研究背景,研究了相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响规律。采用Roe迎风差分格式和双时间步迭代方法,数值求解拟压缩性修正不可压Navier-Stokes方程组,给出了数值算法与实验数据的对比验证。以翼型弦长为特征长度,在Re=500~50000情况下,选取不同最大相对弯度和不同最大相对弯度位置的翼型,计算了其等速上仰时的动态气动力,结果表明后者对气动力的影响比较显著,把最大弯度位置布置在翼型弦向40%的地方要比布置在30%和50%两处所获得的动态升阻比大。     

钝前缘梯形翼高超声速风洞颤振试验

为了研究钝前缘翼面的高超声速颤振特性，获得典型翼面高超声速颤振参数以校验非定常气动力和CFD计算，采用具有简单结构动力学特性的钝前缘梯形翼模型，在中国航天空气动力技术研究院FD-07高超声速风洞进行了高超声速风洞颤振试验研究.模型为9 mm厚钝前缘梯形平板翼，采用夹层设计:中间层为钢板，提供模型主要刚度和质量特性；两侧为泡沫，起维形作用.试验模型采用悬臂支撑安装于风洞试验段，试验Mach数分别为4.95和5.95.试验固定Mach数，通过缓慢增加动压以使模型达到颤振临界点，采用小波时频谱分析时域响应，结果显示试验模型发生了弯扭耦合经典颤振.试验采用直接观测法获得了颤振动压、颤振频率和对应的试验密度、总温等颤振相关参数.采用壳单元建立了结构有限元模型，并采用统一升力面理论对模型进行了颤振计算分析，研究了气流密度、结构阻尼、Mach数对颤振计算的影响，并对试验结果与理论计算的偏差进行了讨论.分析认为，计算气流密度、计算结构阻尼、结构建模偏差、试验结果散布特性等因素均会构成计算值和试验值之间的偏差，但即便在计算中考虑上述因素，计算结果与试验值仍存在较大偏差.      

减阻杆气动阻尼研究

基于模态数据和准定常理论,建立了减阻盘--杆--后体这一弹性结构的气动阻尼分析方法;通过刚性模型的动导数风洞试验获得气动阻尼以验证方法可靠性后,计算分析了减阻杆结构在指定工况的气动阻尼特性.结果表明:所建方法可用于减阻杆系统的气动阻尼计算;计算工况的气动阻尼值均为正值,对减阻杆系统的振动起抑制作用;存在产生负气动阻尼的影响因素,各项因素对气动阻尼影响的量值有所不同,有待进一步研究.