过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究

对比常规水滴,过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。在常规水滴结冰过程数值模拟基础上,针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解 N-S 方程获得空气流场,用拉格朗日法求解水滴流场,基于改进的 Messinger 热力学模型完成结冰过程模拟;对于过冷大水滴,采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型,对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响;通过数值模拟获得了水滴 Langmuir D 分布的撞击特性及结冰计算结果,研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。通过一些典型结冰算例的数值模拟,并与参考文献结果及实验数据的对比分析,说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。     

双梭型SLD探测器结冰特性研究

探头式结冰探测器为主流民航或运输类飞机所采用,其用于探测常规水滴结冰条件的技术手段已相当成熟,但探测器对于过冷大水滴(SLD)结冰条件探测和识别能力尚需探索和研究,针对具有双梭型气动外形的结冰探测器,研究其在SLD和常规水滴条件下探头表面的结冰特性,结合过冷大水滴在撞击区域、运动轨迹方面的特性分析了双梭探头构型的设计原理,采用三维结冰数值模拟软件FENSAP-ICE进行空气流场、水滴场和结冰量的数值计算,获得了不同水滴直径下探测器表面的结冰分布,研究了带攻角的典型工况下对水收集和结冰特性的影响,基于光纤传感器的探冰原理,在冰风洞试验中获取探头表面不同位置处的结冰信息,并与仿真结果进行对比,研究表明:该探头构型在SLD和常规水滴结冰条件下具有明显不同的结冰分布,可以通过探测器不同位置处的结冰情况判断是否存在SLD结冰条件。     

结冰风洞过冷大水滴试验中混合翼设计

开展结冰风洞过冷大水滴结冰试验验证了现有混合翼设计准则。结冰风洞过冷大水滴结冰试验条件采用大、小水滴两种喷嘴组合喷雾实现了与冻毛毛雨水滴质量“双峰”分布曲线非常符合的过冷大水滴结冰环境模拟。以0.50 m弦长的NACA0012翼型为原始翼型，基于面向工程、面向适航的混合翼设计准则通过求解Navier-Stokes(NS)方程计算翼面压力分布，以混合翼与原始翼型驻点位置和前缘吸力峰值尽可能重合为目标，在保证前缘附近与原始翼型相同的基础上混合翼的设计弦长缩短50%。在结冰风洞中开展冻毛毛雨环境下的结冰试验验证混合翼设计效果，结果显示混合翼型与原始翼型模型前缘表面的冰形特征基本一致，局部冰形存在少量差异，混合翼型模型表面冰形冰高略偏大。所得结论表明现有混合翼设计准则在冻毛毛雨环境下依旧适用，可供后续开展相关民机型号的过冷大水滴结冰风洞试验参考。     

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.     

浅析过冷大水滴规章对防冰系统设计的影响

阐述了FAA颁布过冷大水滴规章的背景,浅析了即将新增的FAR25.1420过冷大水滴结冰条件条款,以及其对机翼防冰系统和结冰探测系统设计的影响;相比14CFR附录C结冰条件,过冷大水滴结冰条件的水滴撞击区较大,更容易在结冰防护区后部形成严重的后溜冰,应增加上表面弦向防护区的范围;基于已有的结冰探测系统,在机翼上表面容易形成后溜冰的部位,装备能够齐平安装的结冰探测器作为补充,是一种有效探测过冷大水滴结冰条件的方式;浅析了FAR25附录O过冷大水滴结冰条件的分类;给出了修订后的25.1093（b）的防冰译文。     

结冰风洞水滴直径标定方法研究

过冷水滴粒径大小是重要的结冰云雾参数,获知结冰风洞中的水滴直径,是得到定量结冰风洞实验结果的基础。对于结冰风洞内水滴直径单一或者分布比较集中的情况,提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段标定水滴直径的方法。该方法首先采用拉格朗日法数值计算水滴运动轨迹,得到撞击极限随水滴直径变化的关系曲线,在此基础上,进行结冰风洞实验,测量实验得到的水滴撞击极限,通过在撞击极限与水滴直径关系曲线上进行插值,进而得到实验水滴直径大小。采用该方法对0.3m×0.2m结冰风洞内的水滴直径进行了标定,分别计算和测量了25m/s和35m/s两种速度条件下的水滴撞击极限,得到的水滴直径值相差不超过1μm,初步说明该方法的合理性。同时,对于结冰风洞内水滴粒径多尺寸分布的情况,还提出了相应的标定其容积平均直径MVD的方法,该方法在计算水滴收集率的基础上,通过测量驻点处的结冰厚度,实现对MVD的测量。采用本文提出的两种方法进行结冰风洞水滴粒径标定,只需要一般的长度测量工具即可进行,操作方便,成本低廉,克服了常规的水滴直径测量或标定需要专门设备的不足。     

变形破碎特性对SLD结冰过程影响

基于结冰过程数值模拟,针对过冷大水滴（SLD）条件下的变形破碎特性及其对成冰过程影响进行了研究。利用动态阻力计算模型,分析了水滴变形对水滴运动轨迹影响,采用基于泰勒类比理论的计算模型,研究了水滴破碎过程、子液滴粒径分布特性等。完成了NACA 0012翼型典型SLD结冰算例的数值分析,与参考文献计算结果和实验数据进行对比。结果表明:对于SLD结冰,变形和破碎主要改变了水滴运动轨迹和表面撞击水分布,使水滴撞击极限变小,在加入变形破碎特性的计算模型后,可以较好预测结冰极限位置和冰形轮廓,说明该方法对SLD变形破碎效应及其影响的模拟是可行和正确的。      

二元翼型结冰数值模拟研究

对二元翼型前缘结冰数值模拟进行了研究。采用中心有限体积法求解N—S方程；四阶龙格一库塔法求解水滴运动轨迹方程；逐次二分法寻找水滴撞击极限，然后计算局部水滴收集率；分析翼型表面的传质、传热项，建立相应质量、能量方程并迭代求解，得到翼型表面结冰质量；根据角度二分法生成结冰冰形。预测的NACA0012结冰冰形与实验及Lewice模拟结果吻合很好，结冰过程中的特征参数与冰型及相应冰形特征吻合。     

探头式结冰探测器安装位置分析

通过求解雷诺时均Navier-Stokes（N-S）方程获得空气流场,采用欧拉法求解水滴运动场获得水滴运动轨迹.通过计算来流液态水含量等值线距离部件表面的垂直距离,获得部件不同位置上的广义水滴遮蔽高度.研究了不同飞行条件和气象条件下的广义水滴遮蔽高度大小.根据探头式结冰探测器安装位置要求确定探头式结冰探测器的合理安装区...     

结冰风洞试验水滴直径选取方法

结冰风洞是开展飞机结冰研究的主要设备,确定合理的试验水滴大小,是选取结冰风洞试验条件的重要内容。为了研究结冰风洞试验水滴直径的选取原则,针对结冰风洞试验水滴的大小主要取决于试验速度的大小,在推导结冰风洞试验水滴直径选取公式的基础上,用数值方法预测并对比了不同试验速度对水滴大小选取效果及试验结果的影响。采用欧拉法数值计算了不同试验速度及相应试验水滴条件下,试验模型表面的水滴收集率,并与全尺寸物体表面的水滴收集率进行了对比。研究发现:对于小水滴,当参考速度较低时,试验速度与参考速度的比值不能取得太低,参考速度升高到一定程度之后,试验速度与参考速度的比值又不能取得太高;对于大水滴,当参考速度较低时,试验速度与参考速度的比值也不能取得太低,当参考速度升高到一定程度之后,试验速度和相应试验水滴直径的改变对模型表面的水滴收集率影响较小,试验速度与参考速度的比值在0.3～1.0之间变动,均可以在模型和全尺寸物体上得到一致的水滴收集率。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型，通过庞加莱映射的方法，研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下，通过逆向积分，飞行器从L1或L2点附近返回近月点，得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的，从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s，且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s，从而改进了Villac等人的相关工作，同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

Model Development and Adaptive Imbalance Vibration Control of Magnetic Suspended System

对星载磁悬浮单框架控制力矩陀螺,建立其转子的平动与转动的动力学方程。所建模型反映了转子的动、静不平衡特性,以及转子运动与框架、星体运动的耦合关系。模型是主动磁悬浮控制与动框架效应分析的基础。对动、静不平衡量未知的转子,设计了自适应对中控制器。在分散PD、比例交叉反馈控制器与高低通滤波器的基础上,通过动、静不平衡量的辨识与补偿控制,使转子绕其惯量主轴旋转,衰减角动量交换执行机构高速转子因不平衡而对基座产生的干扰力,消除星上主要颤振源,达到降低卫星姿态抖动的目的。     

Love Waves in Layered Graded Composite Structures with Imperfectly Bonded Interface

Theoretical analysis and numerical calculations of Love wave propagation in layered graded composites with imperfectly bonded interface are described in this paper. On the basis of WKB method, the approximate analytic solutions for Love waves are obtained. By the interface shear spring model, the dispersion relations for Love waves in layered graded composite structures with rigid, slip, and imperfectly bonded interfaces are given, and the effects of the interface conditions on the phase velocities of Love waves in SiC/Al lay- ered graded composites are discussed. Numerical analysis shows that the phase velocity decreases when the defined flexibility parameter is greater. For the general imperfectly bonded interface, the phase velocity changes in the range of the velocities for the rigid and slip interface conditions.     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

Adaptive Control of Helicopter Ground Resonance with Magnetorheological Damper

The methodology for adaptive control of helicopter ground resonance with magnetorheological （MR） damper is presented. The adaptive inverse control method is used to control the output damping force of MR damper and the range of the damping force is given. Through the adaptive inverse control, the damping force of MR damper is fit to a desired damping force. With the background of applying MR damper to control of helicopter ground resonance, a model of loss force and an adaptive arithmetic for stabilization of the coupled rotor/fuselage system are presented. The simulation shows that the controller presented in this paper can stabilize the rotor/fuselage coupling system quickly and control the helicopter ground resonance effectively.     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。