翼型气动性能的优劣影响着风力发电机的发电效率,研究影响叶片翼型气动性能的因素具有重要意义。本文采用数值方法计算了文献中NACA0012翼型在Re=10^6时的气动性能参数并与试验值比较,验证了数值方法的正确性。通过对相对厚度、相对弯度、雷诺数等影响翼型气动特性的参数进行研究,结果表明:相对厚度小的翼型在小攻角范围可以获得更好的气动性能;当攻角大于失速角12°后,相对厚度大的翼型的气动性能更佳。在0°~20°攻角范围内,相对弯度和雷诺数越大,翼型的气动性能越好。

本文建立了高超声速飞行器前体的三级折转结构外形。针对球锥体模型,通过对模型进行有限元离散,并采用pointwise方法划分了网格;基于CFD/CTD耦合方法,计算了在不同攻角下球锥体的表面温度以及锥体母线上的最大温度和最小温度,显著提高了计算效率。

采用姿控式直接侧向力／气动力复合控制方式可以显著提高大气层内拦截弹的机动能力，但由于产生侧向推力的脉冲发动机数量有限，必须考虑减少使用数量的问题。除了最优化脉冲发动机点火分配逻辑之外，充分利用气动力也是一种可能的方案。本文基于弹体运动的线性化模型，探讨了在给定攻角响应时间的情况下，最大限度地利用气动力能否节省脉冲发动机点火数目，并对攻角响应所需用的脉冲发动机数量做了离线计算，给出了计算公式。

将理论推导和数值模拟相结合,对典型离心压缩机Eckardt叶轮流场进行分析,探讨了不同进气预旋对叶轮气动性能的影响;从叶片进口攻角、叶尖相对马赫数和流向压力变化的角度,阐述了预旋对内部流动以及气动性能的影响机理。结果表明预旋角对进口攻角和叶尖相对马赫数同时产生显著影响,正预旋会降低进口来流的攻角及相对马赫数,使叶片前缘载荷降低、叶轮效率及稳定性提升;负预旋会提升叶轮的做功能力,使总压比上升;正预旋由于降低了叶片前部做功能力,使低压流体堆积到叶片中后部,导致总压比下降;叶轮最高效率受叶尖相对马赫数与进口攻角共同影响,若提升效率必须合理协调预旋对二者的影响。

桥梁结构处于大气边界层中,由于断面外形复杂、折点较多,其绕流常呈现复杂的流动分离和再附着状态,应评估来流湍流对桥梁断面气动特性的影响。基于节段模型测压风洞试验,获取了均匀流场和3种格栅湍流场下模型表面平均和脉动压力分布,评估了桥梁断面气动力特性的改变,分析了不同风场下断面流动分离再附着的变化。研究发现湍流显著改变桥梁断面前缘(特别是零度和正攻角时上表面和负攻角时下表面)的分离和再附着特性,进而影响桥梁整体断面的气动力特性;随着湍流强度增加,前缘分离点的平均压力系数的幅值增大,而再附着点向上游移动;湍流强度对分离和再附着的影响程度随着风攻角的增大而变得显著;三分力系数在小风攻角时受湍流强度影响较小,在大风攻角下湍流强度的影响较大,变化的主要原因是断面前缘的压力分布变化。

为控制空气涡轮起动机自由运转,减少自由运转转速过高对空气涡轮起动机结构重量及安全运行带来的不利影响,开展了涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析,提出通过控制来流攻角降低自由运转转速的气动设计方法,识别了影响来流攻角的四个主要因素叶片构造角、反力度、载荷系数和流量系数。结果表明来流攻角对自由运转转速具有非常明显的影响,通过选择合适的气动参数,可有效提高峰值功率转速下的负攻角,增强大转速状态下的转子攻角损失,进而降低涡轮自由运转转速。进一步,整机试验结果证明,采用本文提出的设计方法,优化后的涡轮在峰值功率基本不变的前提下,峰值功率转速降低17.8%,自由运转转速可降低近20%。

从动量模型、数值计算和测试试验等3方面介绍目前H型垂直轴风力机的变桨距研究方法,给出各类分析方法的优点和不足。着重围绕机械传动变桨和液压传动变桨2方面阐述垂直轴风力机的变桨距实现方案,指出现有中小型垂直轴风力机在整体响应时间、1周实时变桨、下风区流场计算及动态失速下可靠变桨等方面存在的难点。最后对未来变桨距垂直轴风力机的发展趋势进行展望。

空空导弹空气舵面与气动力存在流固耦合作用。采用ANSYS Workbench 14.5对空气舵面与气动力进行了流固耦合仿真分析,研究了攻角和马赫数对舵面振动位移的影响。研究表明,舵面振动位移频率受攻角和马赫数的影响较小,舵面振动位移幅值随攻角和马赫数的增大而增大,并呈非线性关系。低马赫数范围内,飞行速度的变化对舵面振动位移的影响更为明显。攻角为30°,马赫数为3时,舵面振动位移曲线更趋向于等幅振动,舵面趋向于颤振临界状态。

介绍了攻角位置液压控制系统的原理,并研讨了阀控马达闭环控制系统。进行了数学建模和参数计算,以阐述阀控马达体系的稳定性。应用AMESim软件建立了液压系统的仿真模型,经过对比不同实验参数对模型的快速性及稳定的影响,并对仿真结果进行了相关分析,选出最合适的PID参数,使其符合系统的输出结果要求。

介绍NF-3低速翼型风洞常规和动态实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施。应用一种直流伺服系统，采用电机位置和速度闭环方法，已经获得模型姿态角的精度在±0.05°以内。为进一步提高测控性能，对于二元实验在翼型轴上安装圆感应同步器，测量模型的实际角度，并作为反馈信号。这种位置全闭环系统，可使角度精度达到±0.0083°。对于三元实验，用一个加速度计固定在模型内，实时测量模型的实际攻角，并对实验结果进行预处理，从而减少因气动弹性角产生的误差。