舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。     

过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展

总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。     

基于准则的大展弦比飞翼气动设计

从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Re_θt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Re_θt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.      

基于各向异性分布的非相干散射雷达谱仿真

基于离子在加热条件下呈现各向异性分布的假设,建立离子声波激发条件下非平衡态的三维离子速度分布函数模型,给出任意视线方向上非相干散射谱的计算方法,分析幅度修正因子、离子声速粒子组分、雷达波束方向与磁场方向夹角及温度各向异性对功率谱的影响.研究结果可以解释离子线谱超过一个量级的幅度增强现象和上行离子线强于下行离子线的不对称现象,对加热强扰动电离层条件下的等离子体参数反演具有重要意义.      

低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计

以临近空间太阳能无人机研究为背景,针对高空低雷诺数状态下多螺旋桨/机翼构型进行了耦合气动设计研究。首先,通过对典型多螺旋桨/机翼构型进行气动特性及流动特性分析,提出了以在多螺旋桨滑流影响下构建机翼近壁面理想流态分布形式为核心的低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想;然后,基于该耦合设计思想,依次进行了多螺旋桨布局参数设计研究、低雷诺数流态区域二维翼型设计研究以及近似高雷诺数流态区域耦合螺旋桨滑流影响的机翼翼段设计研究;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明：与常规仅进行低雷诺数翼型优化得到的设计结果相比较,基于所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合设计思想设计得到的多螺旋桨/机翼构型气动特性得到显著改善,在设计状态下,多螺旋桨滑流影响下的机翼阻力相对降低达8.8%,升阻比相对增大达12.1%,由多螺旋桨滑流为机翼气动特性带来的不利影响亦得到约64.5%的补偿和改善。     

双发飞翼布局保形尾喷管燃气舵概念设计

针对飞翼布局操纵效能低、稳定性差等不足,基于大展弦比双发动机布局飞翼无人机,开展了保形尾喷管燃气舵概念设计,分别设计了一种燃气方向舵与燃气升降舵。结合可靠的计算流体力学(CFD)计算方法,获取了全机纵向和横航向气动特性,并与常规气动舵设计进行了对比。研究表明:燃气方向舵比传统阻力方向舵具有更好的偏航操纵效率,且基本不影响全机升阻特性和俯仰力矩特性;燃气升降舵与内翼段开设升降舵时俯仰操纵效率接近,且在小迎角下具有显著的俯仰操纵效率,带来的附加阻力较小。     

天基通信与太空射电望远镜功能一体系统

摘要： 针对现有地基深空通信系统存在深空通信距离不够远、数传速率不够高等缺点,提出一种基于分布式协同控制的天基主动深空通信与太空射电望远镜功能一体系统.该系统部署在地球静止轨道上,由1颗馈源星、1颗中心星和4294颗小卫星（单元星）通过精密编队和在轨自主组装的方式构成,一体化集成天基主动深空通信功能和射电天文望远镜功能.该系统可以为深空探测器提供一个星地高速中转站,由于其部署在地球静止轨道,几乎不受大气云层影响,可以大幅度提升深空探测通信支持距离和数传速率,且能使射电天文望远镜的分辨率和灵敏度提升1~2个数量级.     

不完全量测下一类非线性光电跟踪系统滤波器设计

 随着不完全量测条件下探测概率的下降,传统光电跟踪系统的跟踪性能显著降低。为此,本文考虑将俯仰和偏航两个方向的角速度量测引入传统光电跟踪系统,并设计了不完全量测下基于置信度融合的目标跟踪滤波器。首先针对这类新型的光电跟踪系统建立了系统的量测模型,利用嵌套条件方法推导了转换量测误差前两阶矩的一致性估计;然后针对位置探测通道与角速度探测通道的4种数据探测情形设计了4个子滤波器,并根据探测通道的探测情况计算出各子滤波器的置信度,进而对各子滤波器的输出按置信度进行加权融合,得到了跟踪滤波器的全局输出;最后给出了非线性跟踪系统统计意义下的Cramer-Rao下界(CRLB)。Monte-Carlo仿真表明：在不完全量测下,相比传统光电跟踪系统,附加角速度量测的光电跟踪系统的跟踪性能有了显著提高,并且滤波器估计误差均方差(RMSE)已逼近非线性跟踪系统统计意义下的CRLB。     

磁控溅射DLC/SiC/Ti多层膜对镁合金摩擦磨损性能的影响

采用室温磁控溅射技术在镁合金(AZ91D)表面制备DLC/SiC/Ti(类金刚石/碳化硅/钛)多层膜(SiC,Ti为中间层),研究了薄膜的纳米压痕行为和膜基系统的摩擦磨损性能.试验结果表明:DLC薄膜具有低的纳米硬度(4.01GPa)和低的弹性模量(40.53GPa),但具有高的硬弹比(0.10);膜基系统具有好的摩擦磨损性能;在以氮化硅球为对磨件的室温干摩擦条件下摩擦系数平均约为0.19,与镁合金相比,磨损速率低了约三个数量级,膜基系统经3.5h磨损后,未出现裂纹和剥落,显著改善了镁合金的抗磨损性能.