拟压缩性方法数值模拟绕弹体的不可压缩层流脱体涡流动

本文应用在连续生方程中增加压力对时间导数项的拟压缩性方法，数值求解三维定常不可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程。数值求解过程采用隐式的Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ近似因式分解格式。计算绕尖头旋成柱体的大迎角脱体涡流动，得到与实验相符的结果。     

N-S方程数值模拟弹体不可压脱体涡绕流

应用在连续方程中增加压力对时间导数项的拟压缩性方法 ,数值求解三维定常不可压N- S方程。采用隐式 Beam- Warming近似因式分解格式求解。以修正的 Baldwin- Lomax代数模型模拟湍流流动。对绕正切拱形旋成柱体的大迎角脱体涡流动进行了数值模拟 ,并分析了层流粘性和湍流粘性对脱体涡及二次分离涡的影响。在头部施加微小的非对称射流扰动可得到与实验相符的非对称脱体涡     

组合体大迎角侧向气动特性研究

本文通过实验和理论分析，集中研究小展弦细长翼的翼身组合体的大迎角横向气动特性。研究表明，在大迎角定常非对称涡的范围内，由于翼身组合段对后柱体的边界层分离起遮蔽作用，大大削弱了非对称头涡在后柱体上诱导的侧力。实验证实，平置式翼身组合体的侧力要比单独体的侧力大；带两对弹翼的一般翼身组合体，它的侧力主要由前体以及弹翼组成，如果前体涡在弹翼上诱导的侧力与前体的侧力同向，则该侧力要比平置式布局“-О-”的侧力大得多。     

低速大迎角三角翼旋涡流动的有粘怀无粘数值模拟

通过人工压缩性方法求解了三维定常不可压Ｅｕｌｅｒ方程和雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，应用Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ近似因子分解格式及其对角化形式，采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型。计算模型为７０°三角翼，分析了有粘与无粘流动旋涡特性的影响，尤其是对Ｅｕｌｅｒ方程模拟大迎角分离涡、涡破裂的能力及其局限性提供了数值验证，计算结果与实验结果相一致。     

湍流应力模式对计算有分离三维边界层的效果研究

为计算有分离三维边界层的特性，探索适用的应力模式，对无限展长的后掠翼（Ｘ＝３５°），选择了几种湍流应力模式进行计算，并对结果作了分析，所采用应力模式有代数模式，它包括常用的Ｃｅｂｅｃｉ－Ｓｍｉｔｈ（Ｃ－Ｓ）模式，Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ（Ｂ－Ｌ）模式、修正外区粘性系统的Ｃ－Ｓ模式修正形式以及北京航空航天大学近年研究的修正由压强梯度和湍能非平衡引起影响的模式，所采用的还有考虑壁面效应的低Ｒｅ数Ｋ－     

非对称型DCR进气分流流场数值分析

采用矢通量分裂法对非对称型二维ＤＣＲ进气分流流场进行了数值模拟，通过求解Ｎ－Ｓ方程组，获得了全场清晰的物理图象，文中对计算结果作了分析讨论。     

大迎角体涡,翼涡干扰的Euler方程数值模拟

本文用Ｅｕｌｅｒ方程的简化区算法计算翼－身组合体绕流。当大迎角时，计算能自动捕捉到大后掠前缘的分离涡，机射的分离涡由强加Ｋｕｔｔａ条件生成，形成体涡与翼涡的相互干拢。本文对加长前机身的ＡＧＡＲＤ－Ｂ翼－射组合体模型，给出机射有分离和无分离时，横流截面的速度矢量分布、法向力和压力中心，分析体涡的影响。     

跨声速粘性流绕振荡翼型的非定常计算

本文采用时间和穴是二阶精度的Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ格式和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模式及ｑ－ω二方程微分模式，结合网格自适应技术，数值模拟Ｎ－Ｓ方程，计算了跨声速下的翼型非定常运动，包括俯仰，浮沉和前后平移振荡。结果表明，压力分布和气动系数与实验基本符合，微分模式和自适应网格能够显著提高激波和边界层计算精度。     

LU—TVD混合格式在跨声速NS方程计算中的应用

本文采用ＬＵ－ＳＳＯＲ隐式推进方法，并结合ＴＶＤ格式，计算了跨声速翼型的湍流解。文中采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型，对ＮＡＣＡ００１２翼型给出了马赫数０．７－０．９５的结果，并将部分计算结果与Ｈａｒｒｉｓ的实验作了比较，二者符合较好。     

LU－TVD混合格式在跨声速NS方程计算中的应用

本文采用ＬＵ－ＳＳＯＲ隐式推进方法，并结合ＴＶＤ格式，计算了跨声速翼型的湍流解。文中采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型，对ＮＡＣＡ００１２翼型给出了马赫数０．７～０．９５的结果，并将部分计算结果与Ｈａｒｒｉｓ的实验作了比较，二者符合较好。     

超声速气流中横向射流雾化实验和数值模拟

为了对超声速气流中的横向射流雾化过程进行研究,在直连式实验台上进行了超声速气流中的横向射流雾化实验,并对实验工况进行了数值模拟.超声速来流的马赫数为2,实验喷雾的动压比范围为1.～11.7,实验工质为水.采用纹影法对射流雾化过程进行了拍摄,得到了有雾化的超声速流场结构和穿透深度拟合公式.同时采用欧拉-拉格朗日两相流计算方法对实验工况进行了数值模拟,雾化模型采用了一种新型K-H(Kelvin-Helmholtz)和R-T(Rayleigh-Taylor)混合模型,数值模拟与实验结果符合较好.      

超机动飞机动态逆-PID控制器设计

对超机动飞机在大迎角机动下的控制律进行设计,并完成相关仿真验证.通过引入推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机非线性数学模型;采用奇异摄动理论,将飞机状态划分为快慢变换不同的同路,分别应用动态逆设计飞行控制律;并采用PID控制补偿由于未精确建模带来的系统逆误差;最后对所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真.仿真结果表明,设计的控制律能在大迎角机动条件下控制飞机跟踪指令飞行,并保证闭环系统的稳定性.     

面向对象的先进循环燃气轮机工质热物性计算方法

先进循环是燃气轮机发展的重要方向,1套通用先进循环工质热物性计算方法对先进循环研究具有重要意义.以工质最为复杂的化学回热循环为例,建立了1套通用的工质热物性计算方法,并论证了该方法也适用于其他先进循环.基于面向对象方法建立了1套计算系统并采用C＋＋语言编制其计算程序,验证了空气和水蒸气的热物性计算精度,最大误差为0.00852％.采用该热物性计算方法计算了1个化学回热循环的热力过程;在给定的条件下其效率比简单循环效率提升32％,达到47.32％.结果表明：所提出的热物性计算方法计算准确,通用性强,为先进循环研究提供了基础.     

航空发动机传感器解析余度模型的建立方法

为了使用解析余度模型对传感器故障进行诊断,提出了1种基于K-均值聚类与改进微分进化算法优化的极端学习机(IDE-ELM)的发动机传感器解析余度模型建立方法。为避免求解ELM算法时H矩阵奇异,采用K-均值聚类对试验数据进行聚类处理,然后从每类数据中选取1组数据组成训练样本用于训练;利用IDE算法优化ELM的输入层权值和偏置,提高ELM的泛化能力。利用飞行试验数据进行了仿真验证。结果表明:基于K-均值聚类和IDE-ELM设计的传感器解析余度模型具有较高的精度,可用于FADEC系统双通道传感器的故障诊断。     

大压力高精度谐振筒传感器设计

介绍用于测量高低温环境下高压气体绝对压力的传感器的设计,传感器采用谐振筒式敏感元件和数字量输出方式.量程满足0.02～4.0MPa,精度优于±0.05%FS,可在-55～150℃的较宽温度范围内可靠工作.该传感器可用于飞机发动机的电调系统,测量发动机不同位置的压力.文中主要论述了谐振筒的设计方法,确定了宽温大压力高精度...     

基于样条曲线的机动弹头再入轨迹优化研究

使用三次样条函数拟合再入飞行器纵向运动轨迹,以样条曲线上的控制节点为优化参数,将再入轨迹优化问题转化为静态参数优化问题.最后以纵向平面内的最优轨迹为例,以终点速度最大和飞行时间最短为优化目标,采用基于Pareto定级排序遗传算法求解了在末端状态受约束的最优再入轨迹问题,验证了该方法的有效性.     

楔形夹缝内部液体核态沸腾特性

针对楔形夹缝内部液体核态沸腾状况进行可视化实验研究。实验利用表面平整均匀的铜板作为加热平板,用玻璃作为盖板形成楔形夹缝。实验现象表明沸腾核化现象比较容易在狭缝中相对较大的空间中形成,而在狭缝中相对较小的空间里形成沸腾需要更高的热流密度。实验现象还表明,在同一空间尺度条件处的核化和气泡演化情况基本相同,气泡的生长速率在无量纲参数D≥0.1时受到空间尺度的明显影响。      

智能蒙皮飞行器的飞行控制研究

将嵌入大量微致动器元件的智能蒙皮应用于飞行器,以增强或替代传统的控制面来产生控制力矩,使飞行器稳定并能进行机动飞行。以无尾飞行器为例,推导了其动力学模型,并设计了状态反馈控制器。仿真结果表明,所讨论的智能蒙皮对机动要求不大的无尾飞行器具有足够的控制能力。     

单斜热线探针测量压气机旋转失速流场

发展了一种使用单斜热线探针测量有回流的三维复杂流场的方法,采用旋转探针技术来实现单传感器探针的三维速度场测量,并利用热线支杆尾迹的影响来判断流动方向.使用该方法对一台低速轴流压气机的旋转失速流场进行了测量,测量结果详细地显示了失速团中流动结构,验证了该方法在复杂流场测量时简单易用、精度高,并且可以处理有回流情况的流场,...     

航空发动机风扇叶片冰雹撞击仿真

为预估航空发动机风扇转子叶片受到冰雹撞击后的损伤情况,基于PAM-CRASH软件进行冰雹撞击风扇转子叶片仿真。采用SPH方法和带失效应变的弹塑性材料模型建立冰雹数值模型,模拟冰雹撞击铝合金平板过程,仿真结果与试验数据吻合较好。针对冰雹撞击旋转状态风扇转子叶片试验,建立3维风扇转子有限元模型,使用带失效模型的J-C本构模型定义叶片材料性能,采用该冰雹模型对试验过程进行仿真,获得的冰雹撞击过程和叶片损伤与试验结果基本相同,叶片凹陷深度误差小于10%。仿真与试验结果对比表明:风扇叶片冰雹撞击仿真方法能够预估叶片被冰雹撞击后的损伤情况,可用于叶片抗冰雹撞击设计与评估。