超声速底部喷流干扰流场数值模拟

数值模拟了不同马赫数,不同喷流压比下的轴对称超声速底部喷流干扰流场,采用LU隐式算法进行数值求解并引入了Baldwin-Lomax代数湍流模型.采用分区网格将弹身与底部区域合为一个整体进行计算,得到了清晰的流场结构和弹体表面及底部的压力分布,并与试验结果进行了比较.数值模拟结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同, 喷流对底压分布有明显影响,进而对轴向力系数影响显著.     

超声速喷流混合流场大涡模拟

以光学窗口外冷喷流为研究背景，采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型，采用高精度WENO格式进行空间离散，并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致，来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构，并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析，揭示了流场结构特征及其时空演化规律，并获得了流场密度脉动特性。      

三维高超声速喷流干扰流场的数值模拟

采用ＬＵ隐式方法求解了有限体积法离散的完全Ｎ－Ｓ方程,数值模拟了三维高超声速喷流干扰流场。计算中采用了Ｊａｍｅｓｏｎ的当地极值递减（ＬＥＤ）格式和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型,与实验结果相比较,数值方法对附体流动计算较准确,对分离区附近流场计算有一定误差。     

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

高超声速主流中完全气体横向喷流干扰特性研究

运用风洞试验和数值模拟手段,建立了横喷干扰效应研究的基本方法,对小钝双锥模型的完全气体横向喷流干扰问题进行了研究.首先通过试验和计算结果的对比进行方法验证,其次进行了横喷干扰的流动机理和参数影响分析.主要包括以下内容:a.无喷和喷流条件下,流场结构、模型壁面压力分布、气动力特性的试验与数值计算结果比较;b.完全气体横向喷流的气动干扰效应分析;c.攻角、喷流压比、喷流马赫数、来流边界层状态等内、外流参数变化对横向喷流干扰效应的影响分析.     

马赫数1.95超声速欠膨胀喷流声辐射数值分析

针对马赫数为1.95的欠膨胀超声速喷流声辐射特性,采用高精度计算格式的大涡模拟（LES）方法进行数值研究。通过对喷流平均流及湍流脉动统计结果的对比,确定数值方法的精确性。细致分析了超声速喷流流动特征,特别关注了其中激波胞格和湍流相互作用现象。基于流动与声场辐射间的关联性,分析了超声速喷流马赫波、宽频激波噪声辐射特性及形成机理。数值结果表明超声速喷流的剪切层演化及激波胞格与湍流间的相互作用构成欠膨胀超声速喷流的主要噪声源。     

超声速和高超声速横向喷流数值模拟

为了解横向喷流的干扰影响和喷口附近的流场结构,采用分块对接网格和“0”型网格技术,数值求解N—S方程来模拟超声速和高超声速流场中横向喷流的干扰流场。对两种尖拱弹身外形的超声速和高超声速喷流干扰流场进行了数值计算,计算结果与风洞实验数据吻合一致。在此基础上,开展了某型导弹多喷构型干扰流场的数值模拟,得出一些横向喷流数值模拟的结论。     

超音速来流中侧向喷流干扰流场的数值模拟

通过求解三维可压缩N S方程组,对尖锥/圆柱组合体模型在超音速绕流中的侧向喷流干扰流场进行了模拟,数值方法采用有限体积法,差分格式采用NND格式。分析了干扰流场的结构,研究了干扰效应对气动性能的影响,得到来流Ma∞=3 3和4 5时力放大因子和干扰力矩系数随攻角变化的规律,计算结果与实验一致。     

横向喷流对鸭式导弹滚转特性影响研究

通过数值方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对导弹横向喷流的干扰流场进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合较好,基本验证了计算方法在横向喷流复杂流场数值模拟方面的有效性。在此基础上,对固定尾翼鸭式布局导弹亚、跨、超声速流场进行了数值模拟,并且计算分析了横向喷流对鸭式布局导弹滚转控制特性的影响,计算结果表明,横向喷流可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

弹丸侧喷三维干扰湍流场数值模拟

为了研究弹丸侧喷复杂干扰湍流场的特性，从雷诺平均的Navier-Stokes方程出发，应用三维隐式有限体积TVD格式，在超声速和零迎角条件下，对侧喷增程无翼弹三维干扰湍流场进行了数值模拟，采用代数广泛一成了包含弹底的弹体绕流场O型网格而避免分区计算，为精确模拟侧喷口成功生成了侧喷口贴体网格，湍流模型采用高雷诺数两方程к-ε湍流模型，计算结果得到了清晰的流场波系结构，并从流场波系结构，弹体和弹底表面压力分布等角度与无侧喷流情况进行了对比与分析，表明侧喷流不仅提供增程推力，而且改变了弹丸阻力特性，其结果对于研究弹丸的火箭增程技术具的重要意义。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。