摘要：针对边界层吸入条件下的跨声速风扇设计问题,提出了一种掠型叶片的设计方法,分析了三种前缘掠角分布对风扇气动性能的影响,并在边界层吸入情况下对比了复合掠型风扇和原型风扇的气动性能和流动特征,探讨了叶片通过低压畸变区过程中的流场变化。研究结果表明,均匀来流时复合掠型风扇没有改变原型风扇堵塞流量,但稳定裕度提高了7.1%;边界层吸入20%进口高度时,复合掠型风扇峰值效率比均匀来流时降低了1.8%。与Rotor 67风扇相比,复合掠型风扇能够在更低的流量工况下承受同等的来流参数畸变流场。在叶片通过畸变区域过程中,退出畸变流场时更容易触发旋转失速。

摘要：为了研究边界层人工转捩装置上下游的壁面脉动压力功率谱特征,验证边界层人工转捩装置在实现模型载荷相似方面的有效性,并进一步指导绊线及粗糙元的几何与尺寸设计。通过水下航行体缩尺模型的壁面脉动压力测试,测量并对比分析了4种绊线和粗糙元上下游边界层的壁面脉动压力自功率谱。结果表明:绊线和粗糙元下游的壁面脉动压力自功率谱平台区谱级高于上游;相同流速下,绊线下游壁面脉动压力自功率谱平台区谱级与绊线及高度密切相关。中低流速下绊线下游人工转捩边界层可与高流速下平板自然转捩边界层壁面脉动压力自功率谱平台区谱级相当,即绊线明显削弱了壁面脉动压力载荷的尺度效应。

摘要：为了验证边界层人工转捩技术实现船模边界层壁面脉动压力载荷相似的可行性,采用大涡模拟以及功率谱估计获得平板湍流边界层壁面脉动压力功率谱,并与试验值、半经验模型值进行了对比,验证了数值模拟的可靠性。采用大涡模拟获得了绊线上下游壁面脉动压力的均方值、自功率谱和波数频率谱;以脉动压力均方值、自功率谱特征为判据,对比了方形、锯齿形绊线的转捩效果。结果表明:绊线高度雷诺数大于吉宾斯雷诺数;两种绊线均可实现边界层转捩,且壁面脉动压力的功率谱特征、谱级相近;与同流速平板湍流边界层相比,即使在当地雷诺数较低时,绊线下游边界层壁面脉动压力自功率谱平台区仍然高出10 dB左右。设计的绊线可用于减弱船模边界层壁面脉动压力的尺度效应,并有助于实现壁面脉动压力载荷相似。

摘要：研究一类非线性奇异摄动系统的边界层鲁棒控制问题。该类系统边界层的不确定项不满足一般匹配条件。鲁棒控制器的设计分为伪名义边界层系统和整个边界层系统两步进行。在满足某些条件时,设计的控制器可使该类系统的边界层仍保持渐近稳定特性。将此方法用于中程空地导弹的中制导系统,仿真结果验证了该设计方法的有效性。

摘要：为观察喷管收缩扩张型面上边界层发展演化现象,研究超声速喷管内流场,本文采用传统特征线方法设计喷管型面,设计并制造了内流可视的超声速风洞.通过数值计算和实验测量的方式验证了风洞喷管出口流场均匀稳定,马赫数均方根偏差均优于国军标合格标准;利用纳米粒子示踪平面激光散射技术,开展内流可视超声速喷管的流动显示试验,获取了喷管内全流场精细结构图像;通过图像处理技术提取边界层与主流交界面,采用分形维数的方法分析边界层状态,定位边界层转捩位置.结果表明:喷管型面的开始转捩位置比喷管上平直壁面更加靠近下游;分形维数可以定性地判断边界层的流动状态,对于层流边界层和转捩初期的发卡涡需要结合边界层厚度进行区分.

摘要：通过分析流体边界层分离原理,针对分离点附近剪应力变化规律,提出了用微型剪应力传感器阵列在飞行器表面贴附完成实时分离点检测的设计方案。同时提出了基于双运算放大器的恒流驱动电源设计和滤波衰减电路设计方案,并在NACA0012标准翼型上实现了边界层分离检测系统集成,最后利用低速风洞试验验证了上述检测系统对分离位置测定的准确性和有效性。

摘要：针对不确定的多连杆机械手的跟踪控制问题,提出一种基于边界层的自适应迭代学习控制方法.自适应控制用来估计系统的未知参数的上界,本文主要特征是基于边界层设计自适应迭代学习控制器,避免了传统方法设计控制器的不连续性,削弱抖振现象的同时也提高系统的鲁棒性.理论证明系统所有信号有界,系统误差渐进收敛到边界层邻域内.仿真表明了算法的有效性.

摘要：针对一类具有任意初态和非周期有界扰动的不确定非线性时变系统,提出一种基于边界层的迭代学习控制方法,将边界层设计成一个具有剩余宽度的指数衰减函数,通过边界层把任意初态问题转换为零初值迭代学习问题.针对周期和非周期不确定性扰动,分别设计周期项的学习律和非周期项的边界学习律,然后在此基础上给出了迭代学习控制算法.文中给出了相关定理,并应用类Lyapunov方法给出了定理的详细证明.仿真结果表明,所提出的算法是有效的,轨迹跟踪误差能收敛到边界层.

摘要：由于旋转的影响，基于经典二维叶素理论设计的水平轴风力涡轮叶片，在高风速工况下不能可靠运行，即存在失速延迟现象。采用不可压缩三维边界层积分方程揭示产生这种失速延迟现象的机理，分析旋转对风力涡轮边界层的影响，通过积分边界层方程的求解（包括层流，转捩及紊流），得到一些关键的影响参数（如失速点位置、动量厚度等）。并在相同的运行条件下，比较二维工况与三维旋转工况下各关键参数的差别，得到由于旋转的影响，边界层中气流分离点位置延迟等重要结论，为建立三维失速延迟模型及修正现有的设计与性能预估方法提出了建议。

摘要：低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。