试飞员能力模型研究

在飞行器研制和人类飞行探索中,试飞员的能力至关重要。针对以往对试飞员能力的评价基本停留在"客观、正确、诚信、能力以及尊重他人"等主观、感性层面,分析了试飞员在飞行器研制试验与鉴定中的作用和任务,给出了试飞员能力模型和"百分制"对试飞员的计划、飞行、评价、报告和建议等基本能力的量化分配。将试飞员能力显性化,有利于试飞员能力的客观评价。     

地面飞行模拟器动力学建模与应用研究

地面飞行模拟器的训练效果主要取决于动力学建模的逼真度和满足正常/特殊情况飞行任务的程度。首先,分析了影响飞机动力学特性和飞行员操作各个因素的相互关系,旨在从任务飞行、故障飞行和特殊环境条件飞行三方面拓展地面飞行模拟器的模拟能力;其次,进行了飞机空中编队、方向舵故障、雨中飞行以及非线性起落架减振支柱的仿真。研究结果表明,拓展地面飞行模拟器的应用范围是实际飞行的需要且技术可行,关注细节的部件建模更是提高地面飞行模拟器逼真度和可信度的关键。     

翼身融合布局飞机机体-发动机气动干扰效应

翼身融合（BWB）布局飞机是一种相对较新的飞行器概念，具有商业运输飞机的潜在用途。研究表明，翼身融合布局客机可获得比常规布局客机更好的性能。但是，由于各方面限制，BWB飞机不宜使用传统的机翼安装或机身安装的发动机布局，发动机背部安装成为首选布局。然而，背部安装发动机容易产生激波、分离、进气畸变等空气动力干扰问题，发动机与机身一体化的气动设计已成为BWB飞机发展的关键技术。针对BWB布局飞机的机体和发动机之间的气动干扰进行了数值研究，结果表明，背部安装发动机对BWB布局飞机的全机气动特性和发动机本身的推力性能都会产生较为明显的影响。     

热处理对激光直接沉积成形A-100钢基体组织及性能的影响

研究了激光直接沉积成形A-100钢沉积态及热处理态组织,通过调整热处理工艺获得激光直接沉积成形A-100钢回火马氏体+回火贝氏体混合基体组织。不同热处理工艺下性能对比结果表明,相比淬火马氏体组织,回火贝氏体+回火马氏体混合组织具有更高的强度,但塑性有所下降。     

多段翼混合边界层改变对流场的影响研究

前缘缝翼尾流与主翼边界层混合的改变对主翼气动力具有重要影响.利用数值模拟手段,通过在前缘缝翼尾缘添加一定动量系数的喷流,改变前缘缝翼尾缘的尾流,进而改变尾流与主翼边界层的混合状况.求解二维多段翼模型30P30N在各个不同喷流条件下的二维非定常流场,结果表明:提高前缘缝翼尾缘喷流的动量系数,将使前缘缝翼尾流和主翼边界层混合开始点后移,提高主翼上表面负压峰值和主翼升力;混合开始点对主翼的负压峰值及升力均有一定的影响;增大来流攻角会抑制前缘缝翼尾流和主翼边界层的混合.     

组合抽吸对高负荷压气机叶栅流动分离控制的研究

为了研究组合抽吸对高负荷压气机叶栅内部分离流动控制的效果和机理,以内部同时存在有吸力面附面层分离和角区分离的压气机叶栅为研究对象,利用实验和数值模拟对3种不同的抽吸方案进行了探索。结果表明:附面层抽吸可以显著地改善叶栅性能和攻角特性; 在-5°～8°攻角范围内,吸附式叶栅的叶型损失系数得到了显著的降低,且抽吸量为0.76%时对应的损失系数降幅达到约67%;吸力面局部叶展抽吸方案(SS1)可以有效地消除抽吸叶展附近的分离,结果却导致角区分离面积变大;组合抽吸方案(CS)基本全部消除了叶栅内吸力面上的附面层分离和角区分离,因此全叶展上的负荷和扩压能力得到了显著的提升;不同攻角下损失系数随抽吸流量组合的变化规律不同,大攻角下吸力面上的抽吸控制更能有效地降低叶栅内的损失;进行组合抽吸时,需要针对不同的攻角选择最佳的抽吸流量组合。     

气相化学反应与声学振荡的耦合机理数值研究

通过数值仿真方法针对液体火箭发动机内的气相化学动力学与振荡声场的热声耦合机理进行了研究。采用任意拉格朗日算法解耦流动与化学源项间的刚性。采用的多步总包反应机理考虑了底层的准稳态组分脉动。通过入口流量边界的流量脉动向燃烧室中引入纵向声波,并建立了冷流声学相似场模型以分析热声耦合效应的强度。研究发现:在线性小振幅声场中,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡无明显耦合激励;在非线性有限幅值声场中,燃烧室压力与释热波动出现“突跃”并表现为陡峭前沿波,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡发生耦合激励,反应流较其冷流声学相似场的压力振荡振幅增强约300%。最后分析了耦合激励发生的可能原因,提出了气相化学动力学体系的“释热分岔”假说。     

旋转爆震发动机爆震波建立过程实验研究

为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆震波传播频率为5.09~6.45k Hz,传播速度为1286~1644.8m/s。在发动机稳定工作过程中,集气腔与燃烧室相互影响,二者处于平稳的动态平衡。其次,通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,点火形成的初始火焰在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程,成功转变为爆震波,且从点火到爆震波建立之间的火焰发展传播过程和时间间隔均表现出很强的随机性。此外,为验证小能量火花点火的可靠性,还进行了小能量点火重复性实验,发现在稳定工况条件下采用小能量点火成功率最高可达100%,各组旋转爆震波传播速度在1440m/s附近波动。     

展向振荡对激波/湍流边界层干扰的影响

周期振荡作为一种有效的壁面流动控制手段受到广泛关注,而其对激波/湍流边界层干扰的影响目前鲜有研究。本文采用高精度直接数值模拟（DNS）方法对马赫数2.9、12°激波入射角、强振荡下的激波/湍流边界层干扰进行了系统研究。通过与无振荡工况的定量比较,揭示了展向强振荡对干扰区内复杂流动结构的影响规律及作用机制,如分离泡尺度、物面压力脉动非定常特性、物面剪切的非定常特性及统计特征等。研究发现：在展向强振荡作用下,分离点位置提前,间歇区长度增大;同时由于分离泡内强黏性耗散的影响,展向振荡的穿透高度约为分离泡高度的4%,因而对流动结构不会产生实质影响。但展向强振荡会对壁面附近流动造成显著影响,如强振荡诱导的壁面展向速度远大于流向速度,造成流向剪切与展向剪切之间夹角的概率密度函数峰值从0°偏移到80°~90°之间。物面压力及剪切本征正交分解分析表明,展向振荡会导致模态能量从低阶模态向高阶模态转移,降低低频运动的能量占比,增强再附后Görtler涡等壁面附近旋涡结构的强度。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。