摘要：建立了一个新的用于旋翼尾迹和诱导速度分析的时间推进自由涡计算方法。在该方法中,推导了一个新的二步二阶预测-校正差分算法——"D2PC"算法,并对采用该算法离散表示的涡线主控方程进行修正,以提高尾迹的求解精度;基于Vatistas公式给出涡核模型,并考虑了实际的耗散影响;采用更适合于旋翼气动特性计算的简化升力面桨叶气动模型;同时在自由涡方法中结合了挥舞动力学模型和旋翼配平模型。通过计算的旋翼尾迹几何形状和下洗速度与实验值的对比,验证了本文建立的自由涡方法的有效性。然后利用该方法,计算和分析了在悬停和前飞状态旋翼的尾迹几何形状和下洗诱导速度。

摘要：叙述了分别采用五孔探针、热线和激光三种流场测量方法测量旋流器模型内的流场分布情况,并得出基本一致的实验结果,从而为旋流发生器的设计提供理论依据。

摘要：通过分析涡流选粉机转子周围自由涡对分级过程的影响,应用迅速分级原理设计具有异形导流结构的分级区域,使进入分级区域的气流速度与转子外边缘线速度相当,消除自由涡对颗粒的干扰,颗粒可迅速进入转子叶片间的强制涡流区参与分级,实现迅速分级,减少颗粒在分级区域内的滞留时间以减少团聚。并采用RSM应力方程模型和随机颗粒轨道模型对该分级区域进行气固两相数值模拟,确定实现迅速分级的最优参数。试验表明,装有该异形导流结构的分级区有利于提高分级精度和分级效率。

摘要：由英法联合研制的“协和”式超音速客机是60年代航空技术发展的一项伟大成就.它的意义不仅在于大大缩短了旅客到达目的地的时间,更重要的是它开创了飞机利用脱体涡产生升力的先河,引起了飞机设计思想的一场革命.“协和”式飞机是在传统的飞机设计原则不能满足性能要求的情况下,大胆运用当时新的空气动力学理论成果的产物.“协和”式飞机的研制历程表明,一架全新的飞机不仅要综合运用已有技术成果,还必须从理论和实验两方面解决面临的新问题,获得新的技术突破.从这个意义上可以说。

摘要：近年来,在军民用应用前景强烈刺激下,多旋翼无人机已经成为航空航天领域的研究热点[1-2]。六旋翼无人机是多旋翼无人机家族中的重要一员,它可以悬停和垂直起降,还具有控制简易、维护方便等优点,适用于非常复杂的任务环境。旋翼无人机气动特性研究是无人机设计过程中的重要环节[3-4],目前对旋翼式无人机气动特性的研究主要针对直升机,对六旋翼无人机气动特性的研究少见报道。本文首先发展一种基于动量源方法的计算流体力学方法.

摘要：在试验和数值模拟的基础上,对水力旋流器内部的准自由涡运动规律做了定量分析,提出了在旋流器内部的准自由涡运动指数n不是一个常数的观点。并根据实际旋流器的几何结构给出了n的变化规律和具体表达式,从而对现有描述旋流器切向速度的公式做了相应修改。算例结果表明本文提出的计算旋流器内部切向速度的公式要比现有计算公式能更真实的反映旋流器内部流体的切向运动,为水力旋流器的工艺设计提供了可靠的理论基础。