高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计

采用实数编码、小生境技术、稳态复制策略、多目标定级排序技术,改进了标准遗传算法,建立了多目标遗传算法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计,以尾喷管的推力、升力和附加俯仰力矩系数为性能目标,得到了优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果显示了设计变量与性能目标之间的关系,并提出了建议的外形方案。该优化算法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。     

二维超燃冲压发动机尾喷管优化设计

为得到二维超声速燃烧冲压发动机尾喷管最优型面，建立了二维尾喷管基于N－S方程的优化设计模型，运用复合形优化方法对该模型进行求解，得到了尾喷管型面的优化设计，结果表明，尾喷管性能参数有明显的提高，推力系数和升力系数升高，俯仰力矩系数降低。同时，随着飞行马赫数的降低，推力系数和俯仰力矩系数都会下降，而升力系数却上升，并且初步研究了尾喷管下壁长度对尾喷管性能的影响，为超燃冲压发动机尾喷管设计提供一定参考。     

单边膨胀尾喷管下壁面型线优化设计及实验研究

基于Isight优化平台,将多目标遗传算法与CFD计算相结合,针对超燃冲压发动机非对称尾喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题,对下壁面为三次曲线的尾喷管构型进行多目标优化,分析了初始膨胀角和尾缘角的相互耦合及其对喷管性能影响所占比重。结果表明,设计区间内,下壁面三次曲线构型在保持较高推力特性的前提下,可以大范围调整喷管俯仰力矩,显著改善喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题。在此基础上,选取优化所得点进行冷流缩比风洞实验,根据实验条件进行了相应的数值模拟,对比发现数值模拟与实验结果吻合很好,验证了该优化设计方法及结果的有效性和可靠性。     

吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计

三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。     

基于HyperFLOW平台的客机标模CHN-T1气动性能预测及可信度研究

近年来,针对实际飞行器外形的CFD气动性能预测及可信度研究逐步得到重视,国内也召开了第一届航空CFD可信度研讨会(AeCW-1)。本文首先基于自主研发的CFD软件平台HyperFLOW对NACA0012翼型低速绕流进行了网格收敛性研究,验证了软件对简单湍流问题的模拟能力且具备良好的网格收敛性。其次,针对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1,选用其中的两个算例:(1)定升力系数的网格收敛性研究;(2)考虑模型支撑和模型静气动弹性变形的抖振特性研究,研究了计算结果的网格收敛性及模型支撑、静气动弹性变形和湍流模型等对气动特性预测精度的影响。结果表明:观测精度阶和网格收敛性指数显示数值结果具有良好的网格收敛性和可信度;是否考虑模型支撑对力矩的预测精度影响较大,引入尾撑和弹性变形后,数值结果与实验结果吻合较好;对于CHN-T1标模,采用QCR关系式对原始SA模型进行修正对标模力矩特性有一定影响。     

超燃冲压发动机可调尾喷管多目标优化设计

针对超燃冲压发动机宽马赫数、攻角范围内高性能工作要求,建立了基于试验设计方法和代理模型的可调尾喷管多目标优化设计方法,获得了尾喷管结构随马赫数和攻角变化的调节规律.以推力系数、升力系数和力矩系数为优化目标,以三次型线尾喷管为对象,采用遗传算法优化设计,得到Pareto最优解集;以一组Pareto最优解为基准在不同马赫数和攻角下进行尾喷管变结构设计优化,拟合得到尾喷管结构随马赫数和攻角的变化曲线.仿真结果显示了理论分析的正确性,并发现:变结构设计实现了尾喷管大范围高性能工作;尾喷管性能和几何参数,飞行状态参数均高度非线性,任一个改变都会影响其性能;采用试验设计方法和代理模型,能大大缩小优化设计时间,简化设计过程.     

导弹多喷流干扰特性数值计算分析

给出一种直接力/气动力复合控制的空空导弹计算模型,应用CFD软件对其侧向多喷流干扰流场进行了数值模拟;选择四种代表情况,重点研究分析了不同侧多喷流对导弹气动特性的影响。研究结果表明,喷流干扰使得升力系数和俯仰力矩系数减小,并产生较大的偏航干扰力矩,同时喷流的间距也影响俯仰力矩系数和偏航力矩系数。所得结论具有一定的参考价值。     

稳定性导数计算方法研究

稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大.     

Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究

高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。      

飞行器跨声速区俯仰力矩系数建模方法研究

飞行器气动力建模的准确性对其飞控系统设计、仿真和飞行性能分析有显著影响.在跨声速区马赫数变化对飞行器气动力影响显著,并且呈严重非线性,而在通常的气动力建模方法中却很少考虑马赫数的影响.本文对此问题进行了研究,根据某空空导弹和某返回舱俯仰力矩系数在跨声速区体现出来的特点,提出并建立了俯仰力矩系数随马赫数变化的概率函数模型.采用遗传算法辨识得到了某空空导弹和某返回舱的俯仰力矩系数建模结果,与风洞试验数据的比较表明,本文提出的概率函数模型确实比较好地描述了这些飞行器俯仰力矩系数在跨声速区随马赫数的变化规律.     

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。     

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。     

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。     

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。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.