细长体

摘要： 多维振动试验技术应用在细长体振动试验中能够提高试验模拟真实性。介绍了细长体多维振动试验方法,分析了振动控制中存在的过试验问题。针对细长体多维振动试验加速度限幅控制方法存在的不足,提出了基于截面动态弯矩限幅的多维振动控制方法。设计试验对基于截面动态弯矩限幅的多维振动控制方法进行了应用和验证,结果表明该方法能够有效地评估试件结构的受载状态,为振动限幅条件的制定提供依据,从而保证试验加载的安全性。该研究为细长体多维振动试验的精细化实施提供了参考。

摘要： 为改进试验技术、提高超大攻角下试验数据精准度,开展模型支撑干扰影响分析,针对细长体在高速风洞超大攻角试验中遇到的支撑干扰问题,采用数值模拟方法对侧撑和分段式支撑(尾撑/背撑)方案在亚、跨声速下的干扰进行了分析。数值模拟结果表明:整体而言,分段式支撑的干扰量较小,进行静态测力试验应尽量选用分段式支撑方案;侧支杆由于横穿流场,其引起的激波、膨胀波会显著改变模型的压力分布,在选用侧撑方案开展0°~180°连续动态试验时,需要开展流场干扰分析,并结合数值手段进行支撑干扰修正。

摘要： 针对姿控喷流在亚跨声速段的气动干扰效应问题,对细长体在侧向喷流发动机工作时迎风背风面的气动干扰情况进行了计算研究。研究结果表明:迎风面喷流时气动干扰较为复杂,干扰效果变化较为剧烈,喷口下游物面上的低压区和更低压力区在减小法向力的同时产生了抬头力矩;在中小攻角下,法向力和俯仰力矩的干扰特性有相反的变化趋势;较大攻角下迎风面的侧向喷流仍然保持了一定的俯仰力矩操纵能力。迎风面喷管工作时干扰效果变化较为剧烈,背风面喷管工作时干扰效果较为平稳,跨声速条件下的喷流干扰作用比亚声速下更强烈。

摘要： 采用非定常延迟脱体涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)方法,计算了细长体在马赫数Ma=0.6~1.15、攻角α=0°~180°的非定常流场,并从非定常气动力特性、非定常频率特性、非定常旋涡流动特性三个方面进行深入分析,得到以下结论:细长体气动力系数在攻角45°~165°范围内均具有较为强烈的非定常性,侧向力系数的非定常脉动幅值尤为强烈,其瞬时量值为法向力系数的1/4~1/2;细长体横侧向气动力系数在攻角45°~165°范围内有比较明显的主频,纵向气动力/力矩系数无明显主频;气动力系数的频率特性主要来自旋成体弹身,弹翼贡献很小;背风侧复杂旋涡流动是非定常气动力的主要原因,主要体现为旋涡生成、旋涡切换、涡脱落等。

摘要： 利用地面振动试验系统对高超声速飞行细长体试验模型进行振动试验,试验系统能够按照要求的振动条件进行较为准确的、系统的动态模拟。试验结果表明:在轴向、横向的A组和C组振动环境条件下,试验模型结构和弹载设备均能可靠工作。通过振动试验,考核了高超声速飞行细长体试验模型设计和弹载设备的环境适应性,得到试验模型的动态响应特性,为试验模型动态仿真和设备振动环境特性分析提供了试验数据,为飞行试验模型在不同振动条件下的安全设计提供了有效的试验方法。

摘要： 为解决立管等水下细长体作业的安全问题,并提高其作业效率,将悬垂型水下细长体离散为多个分段.根据力学平衡条件和变形协调条件列出每个分段的平衡方程,然后通过MATLAB软件编程求解.当上端水平周期运动时,分别改变上端运动幅值、上端运动周期和下端吊重质量,获得细长体的运动响应幅值包络线.根据数值计算结果,分析得出悬垂型水下细长体响应幅值包络线特性.细长体响应幅值包络线上的最大幅值点一般在上端,随着参数的改变可以转捩为下端.上端运动幅值和周期的变化对最小幅值点的影响较大,而下端吊重质量对其影响较小.通过调整这些参数的取值范围可以控制细长体幅值包络线上最大幅值点和最小幅值点的位置.

摘要： 针对极地强烈的军事需求,对细长体穿越冰-水混合物出水现象进行研究的重要性日益凸显.借鉴ANSYS/LS-DYNA软件包在流体与固体耦合问题中的成功应用,将任意拉格朗日-欧拉方法应用到细长体穿越冰-水混合物的出水流场数值模拟研究.通过细长体、冰块、海水、空气等复杂介质界面、运动系统的计算模型建模,开展接触、非接触工况下细长体出水流场的数值预报,获得两种工况下流场主要特征的动态变化规律,验证了该方法在此类问题中的适用性,为后续载荷计算和开展试验研究提供了有益的参考.

摘要： 运用数值方法研究了无任何扰动几何不规则性细长体大攻角绕流背风面对称流型结构,得出绕流截面流态拓扑结构的轴向演化规律。分析截面侧向力与法向力分布背涡的对称与非对称性,通过壁面切向速度曲线确定壁面鞍点位置,通过与截面法向量夹角的零点确定空间鞍点的位置,验证细长旋成体截面流态拓扑结构。此外,通过特殊鞍点的位置变化分析了临界流动状态的演变过程。结果表明,在无任何扰动与不规则性的前提下,得到非对称的旋涡,并且证实给出拓扑结构正确以及存在的临界状态,确定了临界状态中高阶奇点的形成过程。

摘要： 运用数值方法研究了无任何扰动几何不规则性细长体大攻角绕流背风面对称流型结构,得出绕流截面流态拓扑结构的轴向演化规律.分析截面侧向力与法向力分布背涡的对称与非对称性,通过壁面切向速度曲线确定壁面鞍点位置,通过与截面法向量夹角的零点确定空间鞍点的位置,验证细长旋成体截面流态拓扑结构.此外,通过特殊鞍点的位置变化分析了临界流动状态的演变过程.结果表明,在无任何扰动与不规则性的前提下,得到非对称的旋涡,并且证实给出拓扑结构正确以及存在的临界状态,确定了临界状态中高阶奇点的形成过程.

摘要： 利用刚性网格运动技术和计算流体力学数值模拟相结合的方法,分析了带鸭舵细长体锥形运动和自转运动耦合作用下的空气动力学特性.研究了带鸭舵细长体耦合运动下的气动力系数随旋转角变化情况,对相同转速、不同攻角下的鸭舵诱导涡系结构和尾翼流场结构进行了对比分析.研究结果表明:耦合运动状态下,细长体的流场结构兼顾锥形运动和自转运动的特点,但又互相干扰、相互融合,涡系发展情况更为复杂,气动力曲线呈现周期性且有规律的振荡;攻角的增加将加剧涡系结构的破坏程度,并改变尾翼附近环状压力等值线的分布形状.%The aerodynamic characteristics of slender spinning missile with canard rudders under the coupling of conical and rotational motions are studied by using CFD numerical simulation and rigid moving grid technique.The aerodynamic coefficients of slender spinning missile are analyzed,and the changing curves of aerodynamic coefficients with spinning angle are given.The evolutionary trend of rudder-induced vortex is studied,and the tail flow fields at different times are compared.The result shows that the characteristics of conical and spinning motions are taken into account in the flow field structure of slender spinning missile,and these two kinds of motions not only interfere but also blend with each other.The evolution of vortices is more complex,and the aerodynamic curves are periodically and regularly oscillating.The destructiveness of vortex structure is aggravated with the increase in angle of attack,and the pressure around the fins is also changed.

摘要： 采用高速摄影技术观察高速细长体倾斜入水后超空泡气液两相流形态发展变化过程并对其结果进行深入研究。具体分析了48mm 长的细长体在50m/s 左右的入水速度工况下，分别以几种不同入射角度进入水中后相关的流体动力学特性过程。实验结果表明，当细长体倾斜入水时，其与水自由面接触产生的力矩改变了细长体的初始运动方向，使其偏转而产生有多重褶皱的非规则空泡体。同时细长体尾部也更容易在入水时与产生的空泡边界接触而打断超空泡，致使部分超空泡留在近自由面处。根据速度拟合曲线，验证了细长体倾斜入水情况下依旧有超空泡减阻作用。

摘要： 通过求解不可压层流NS方程,模拟了细长体有攻角绕流过程.细长体大攻角下绕体流态是一个多重涡组成的涡系结构.涡系演化结果与模型头部微扰动的周向位置有关.涡系运动是纵向运动、横向运动和展向运动的综合过程,其中展向运动与细长体侧向力轴向分布特性密切相关.涡系沿轴向发展过程中,每个主涡都诱导出一些次生结构(二次涡、tertiary涡),次生涡直接参与了主涡系的生成与演化,它对于探索细长体背风区涡系的演化机理是有积极意义的.

摘要： 现代飞行器前体和导弹头部出于减阻的要求，通常设计为细长尖头旋成体，大迎角下，细长旋成体的背风面会产生一对脱体旋涡，当迎角大到一定程度时，原来对称的旋涡会突然变成非对称状态。应用布置在方位角±90°的纳秒脉冲介质阻挡放电(Nanosecond Pulsed Dielectric Barrier Discharge,NS-DBD)等离子激励器对半顶角为10°的细长圆锥模型进行主动流动控制,实现高风速下对非对称涡流场及模型侧向力的有效控制.实验在西北工业大学低速风洞中进行,实验风速为U∞=72m/s,基于模型底面直径的雷诺数ReD=7.2×105,实验迎角为45°.实验结果表明,NS-DBD激励向附面层注入能量,延迟分离;通过NS-DBD等离子体激励控制,实现了风速72m/s下对细长圆锥模型侧向力的有效控制;通过分析截面处的压力分布,得到激励前后非对称涡流场的变化特性.

摘要： 对大攻角下细长体非对称前体涡及双稳态现象的产生机理进行了探讨。首先采用Navier-Stokes方程的近似线化方法和特征值问题的并行求解算法，对大攻角下细长体对称绕流流场的整体稳定性作了研究。结果表明，在较大Reynolds数下对称流场会变得整体不稳定，但所有不稳定的特征模态都不会导致流场的显著不对称。整体稳定性分析所得的占优特征模态可以解释实验中所见的分离剪切层非定常振荡及主涡相互作用所导致的涡核振荡现象。然后对扰动能量的空间发展特征进行了分析，结果表明，不同扰动强度下，扰动能量都会经历一个指数增长区，且增长率均相同；双稳态现象的产生与扰动能量的非线性饱和密切相关。

摘要： 通过求解不可压层流NS方程,模拟了细长体较小攻角下的绕流.本文给出了横截面典型的对称涡结构,阐述了对称流态的形成过程.简要分析了横截面流态对应的拓扑结构的稳定性,证实对称涡结构中鞍点至鞍点连接轨线以及多重极限环的存在是引起拓扑分叉及流态非对称的重要原因.

摘要： 为了采用截短的模型进行大攻角高Re数风洞试验,本文采用数值方法对不同长度旋成体背风面头部非对称分离流动进行了数值模拟,比较了全层流和全湍流的情况.同时还研究了层流和湍流情况下扰动周向位置对背风面非对称涡结构的影响规律.结果表明:层流情况下,模型尾部截断对头部流动的影响较明显,较短的身部对头部流动影响较大;湍流情况下,模型尾部截断对头部流动的影响不明显,较短的身部和较长的身部都能在头部得到比较一致的侧向力分布和压力分布.另外,数值模拟还表明层流和湍流中均存在侧向力随扰动周向角呈双中期变化的现象.

摘要： 在北航水洞通过染色线和激光片光技术对细长体绕流的非对称涡形成过程及其多涡流场结构进行了实验研究.本文阐明了对称背涡产生非对称、高位涡脱落以及新生涡形成的物理过程,分析了背涡沿着轴向发展过程中在横流平面内的运动直至演化成复杂的非对称多涡系的过程.认为对称背涡截面流态发展到对称的单再附点型拓扑结构是产生非对称的前提,非对称则是扰动触发作用下对称背涡相互诱导作用失去平衡的结果.

摘要： 本文分别利用标准k-ε模式、可实现(Realizable)k-ε模式和重整群(Renormalization Group)k-ε模式模拟细长旋成体在超音速中等攻角下的背风面分离流,从背风面分离涡的强度和位置、物面压力分布、集中力和力矩等方面比较了三种模式的结果,并与试验结果进行对比.

摘要： 本发明的目的是一种对沿主轴伸长的玻璃中空体(2)进行空气淬火的方法，所述玻璃中空体(2)包括具有外表面(10)的壁，以及由沿主轴在高度上延伸的孔形成的内表面(12)，所述方法使用朝向表面的空气喷嘴(22,28)，该方法的显著之处在于，它同时通过分布在外表面(10)上的外部喷嘴(22)喷射空气射流，并沿轴线的孔的上方由内部空气射流在横向平面内形成在中心处具有凹部(68)的冠状体。

摘要： 本发明涉及一种挤压头，该挤压头具有心轴，心轴沿挤压方向可由挤压材料绕流地支承在壳体中，并且在此，心轴的端部侧的嘴件区段布置在沿挤压方向布置在心轴下游的嘴件的开口中，以形成嘴件区段和嘴件之间的在其几何形状中改变的环绕的间隙。在此，心轴可围绕至少一个横向于挤压方向的轴线枢转地支承在挤压头的壳体中。此外，本发明涉及一种用于借助挤压头对挤压材料进行挤压来制造细长的空心体作为挤出件的方法，其中，在该方法的范围内，确定挤出件的实际形状与额定形状的偏差，并且通过心轴的枢转和/或纵向运动对挤压头的间隙进行再调节，以补偿偏差。

摘要： 本发明公开一种细长筒体类零件的内孔键槽加工方法，属于机加工技术领域。该内孔键槽加工方法包括刨削法，具体是通过专用的工装夹具将工件固定在刨床的工作平台上，设计用于固定刨刀的加长刀杆穿过工件的内孔，并且该加长刀杆满足固定不动的条件，通过控制系统控制工装夹具带动工件相对于加长刀杆上下运动，以实现在工件内孔轴线方向上进行进给和退刀的切削运动。本发明的加工方法可广泛适用于细长筒体类零件的内孔键槽加工，简单易操作，同时设计的专用工装夹具能够快速实现工件的精准定位和找正，在保证加工精度的前提下加工效率高。

摘要： 本实用新型公开了一种喷涂用细长梁体变形量测量装置，包括底座，所述底座表面设置有固定件，用于将待检测的产品沿所述底座的长度方向定位，所述底座表面设置有高度尺定位件，所述高度定位件共有多个，呈列均匀分布在定位后的产品两侧。有益效果在于：通过固定件将产品定位在底座上，通过设置多个高度尺定位件对高度尺进行定位，测量点固定能够进一步消除测量误差，同时有助于简化检测过程，提高测量效率；满足梁体检测的同时，有助于降低检测成本，使用效果好。

摘要： 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法，涉及临近空间飞行器。包括以下步骤：根据设计要求指定三维激波曲面；以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场；设计细长乘波飞行器下表面型线与三维内转进气道出口截面，在基本流场中进行逆流向流线追踪；设计三维内转进气道唇口的二维投影形状，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型；以压缩型面为基础对高超声速细长体飞行器进行几何构造。生成的细长体式高超声速飞行器与进气道同时兼顾了外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高，可保证全流量捕获来流，增大发动机推力，减小外流阻力；拓宽进气道的工作马赫数范围，实现内外乘波部分的自然过渡。

摘要： 本发明公开的滑动放电激励器，包括绝缘介质层，绝缘介质层下底面设有下电极层，绝缘介质层上表面设有第一上电极、第二上电极及第三上电极，第一上电极及第三上电极分别位于第二上电极的两侧，第二上电极施加正极性脉冲高电压VNP，第一上电极及第三上电极上分别施加直流高电压VDC1和直流高电压VDC2。本发明的滑动放电激励器，能产生稳定、均匀的大范围滑动等离子体放电，进而控制细长体大攻角时的非对称涡结构，消除侧向力。其细长体等离子体流动控制方法，通过压力测量或流动显示等测量手段，了解细长体背部绕流在不同流动状态下非对称分离流动的演化特点，根据需求调整激励参数，实现对宽广流动范围的细长体非对称涡的控制。

摘要： 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法，涉及临近空间飞行器。包括以下步骤：根据设计要求指定三维激波曲面；以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场；设计细长乘波飞行器下表面型线与三维内转进气道出口截面，在基本流场中进行逆流向流线追踪；设计三维内转进气道唇口的二维投影形状，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型；以压缩型面为基础对高超声速细长体飞行器进行几何构造。生成的细长体式高超声速飞行器与进气道同时兼顾了外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高，可保证全流量捕获来流，增大发动机推力，减小外流阻力；拓宽进气道的工作马赫数范围，实现内外乘波部分的自然过渡。

摘要： 本发明提供了一种大攻角细长体模型PIV跟随拍摄装置，包括细长体模型、风洞、支撑臂和PIV相机，所述细长体模型的一端设有模型支撑座，所述模型支撑座远离所述细长体模型的一端设有PIV相机座，所述PIV相机座的内部设有所述PIV相机，所述PIV相机座远离所述模型支撑座的一端设有所述支撑臂，所述支撑臂通过攻角机构转接杆与所述风洞的攻角机构相连。本发明的技术方案通过将PIV拍摄装置内置到风洞中，并作为连接模型和支撑段的一部分，可以与模型一起随攻角机构运动，在模型处于任意攻角时，都可以与模型保持固定的相对位置，再加上考虑到攻角的分区设计，通过短支撑臂和长支撑臂交替使用，实现细长体模型大攻角状态下的截面速度场拍摄。

摘要： 本发明提供了一种细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统，包括试车台、细长飞行器模拟件和悬吊支撑装置；所述试车台包括试车台底座、前挡承力墙和测力传感器；所述细长飞行器模拟件包括铝合金细长体与固体火箭发动机；所述悬吊支撑装置包括橡皮绳、滚珠和支撑装置。本发明试验过程风险低，试验结果可靠性高，能有效指导工程设计。

摘要： 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波细长体飞行器前体和三维内转进气道；三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、三维内转进气道肩部、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道横向溢流口；所述外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道通过二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，三维内转进气道横向溢流口存在于外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道压缩型面连接过渡处。兼顾外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高。增大发动机推力的同时减小外流阻力，拓宽进气道的工作马赫数范围。