基于SVM的浮动车行驶模式判断模型

浮动车在低速情况下存在两种行驶模式,如不能对上述模式进行准确区分,将严重影响浮动车实时路况计算的精度和效率.研究和设计了一个基于支持向量机(SVM,Support Vector Machine)的浮动车行驶模式判断模型,并针对性地提出了一种简单的基于隶属度矩阵的特征评价和选择方法.实验表明通过上述方法选择的特征子集所训练的分类器在测试样本集上具有92.6%的分类准确性;经过行驶模式分析后,浮动车系统的准确性有显著提升.      

不同边界层厚度下高马赫数进气道自起动过程研究

为了探寻入口边界层厚度变化对高马赫数进气道自起动性能的影响,对简化的二元高马赫数进气道的加速自起动过程进行数值仿真研究,分析了边界层厚度对自起动过程中流场波系结构变化和自起动性能的影响机制,获得了不同边界层厚度下的进气道自起动性能及主分离包高度的变化规律。结果表明:随着边界层相对厚度从0.05增加至0.3,进气道的自起动马赫数一开始保持不变,然后快速增大;相同主流条件下,不起动流场跨越主分离包无量纲压升和主分离包高度随边界层相对厚度的增大均变小;边界层动量损失厚度和跨越主分离包无量纲压升对进气道起动性能影响重大。     

双后掠乘波体的非线性升力增长

基于密切锥的双后掠乘波体是定平面形状乘波体的典型应用，除了具有良好的宽速域性能，其升力在高超声速大迎角下的非线性增长也是值得研究的现象。对比双后掠乘波体与单后掠乘波体的气动性能，发现双后掠外形比同等面积的单后掠外形具有更强的非线性增升效应，而且随着马赫数增加，其效应不断增强。分析乘波体不同部件的气动力，发现这种增升主要来自下表面，上表面贡献很小，指出相关学者提出的"涡升力"观点存在问题。本文研究表明，双后掠乘波体升力随迎角的非线性增加，与后掠角对激波附着的影响有关：后掠角越小，激波越难脱体，只要激波附着，参考斜激波关系式，波后的压力随迎角的增长就是非线性的，导致升力增长非线性；而激波脱体，升力增长则趋于线性。     

翼身融合布局民机克鲁格襟翼设计

翼身融合（BWB）布局是"绿色航空"发展目标的下一代大型民用飞机的理想布局。由于高度融合的外形特点，BWB布局难以通过应用传统增升装置实现低速增升与配平的协调设计。本文采用开缝钝头克鲁格襟翼提高BWB布局低速失速特性。首先，构建了克鲁格襟翼二维参数化方法，该方法符合克鲁格襟翼运动机构特点，可准确描述几何外形与缝道配置。其次，开展克鲁格襟翼几何参数与偏转角度的影响规律研究，分析流动形态与增升机理，提出设计原则。综合考虑外形、运动机构与遮蔽效应等设计约束，以提高增升能力为目标，开展前缘开缝克鲁格襟翼优化设计。优化设计结果满足设计约束，数值分析表明其增升能力比初始外形与经典缝翼均有明显提高。最终，采用前缘开缝克鲁格襟翼与后缘简单襟翼构建BWB增升构型，数值模拟与风洞试验结果表明，增升方案能够实现升力系数要求，降低了对配平能力的需求，减小了增升装置和高升力配平设计压力。提出的克鲁格襟翼设计方法不仅适用于BWB布局，也为传统布局民机增升装置设计提供了技术支持。     

涵道风扇升力系统的升阻特性试验研究

近几年出现了许多构形新颖的垂直起降无人飞行器 ,都以涵道风扇作为升力系统。为了研究涵道风扇系统的气动特性 ,尤其是在复杂流场中涵道本身的升阻特性 ,在 3 .4m× 2 .4m开口风洞中对涵道风扇进行了吹风试验。试验模型由直径 1 .5 0 m的可变距风扇系统和外径 1 .8m的圆筒状涵道组成。试验状态变量包括涵道高度、吹风速度、涵道前倾角和风扇桨距。试验结果表明 :涵道在前飞状态比悬停状态产生更大的升力 ,但这一优势却被涵道的较大阻力所排斥 ,因而涵道风扇如果用作升力系统 ,仅适用于强调悬停和低速飞行的飞行器。     

介电弹性薄膜翼型的增升效应机理

蝙蝠在低雷诺数飞行状态能够通过膜翼的主动变形使其获得高机动性和飞行效率。这种翼型主动变形的仿生特性为智能飞行器气动与控制设计提供了新的思路。本文将介电弹性高聚合物材料直接应用到了翼型的设计中,利用介电弹性体电致变形的特点提出了具有主动控制功能的介电弹性薄膜翼型。针对电活性材料结构的力学特性,引入热力学理论框架,描述力-电耦合效应。采用CFD/CSD耦合技术建立基于介电弹性聚合物材料的气动-结构-电磁耦合动力学模型,并对所提方法进行验证。研究结果表明,介电弹性薄膜翼型在攻角为14°时相对刚性翼型增升12.33%,且翼型弯度变形与振动效应对增升的贡献比为3∶2;当外加电压使得流场频率与振动频率在前两阶频率相同,且二阶主频率不小于刚性翼型流场二阶主频时,介电弹性薄膜翼型的增升效应高于10%。所提方法与研究结论为研发智能飞行器的气动分析与控制设计提供了重要的技术支撑。     

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.      

双级旋流多点喷射燃烧室试验研究

为解决高温升燃烧室点火、慢车工况的燃烧稳定性与起飞、巡航工况下高效率低冒烟燃烧之间的矛盾,对采用中心分级技术的双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)组织燃烧技术的单头部燃烧室进行了试验,试验状态为慢车、起飞、亚声速巡航。通过试验获取了各个工况下燃烧室的燃烧效率、火焰筒壁温分布及冒烟值。TAMDIM燃烧室除慢车工况的燃烧效率小于0.99外,其余工况的燃烧效率均大于0.995,采用燃油分级对燃烧室效率影响很小。多斜孔发散冷却有良好的冷却能力,使得火焰筒壁温在燃烧室温升1157K下仅1005K。燃烧室在高油气比状态下冒烟数小于10,满足ICAO规定的要求。     

动网格技术在增升装置优化中的应用

将基于Denaulay背景图的动网格方法应用于增升装置二维缝道参数优化设计过程中。针对二维增升装置的构型特点和翼型运动的特点,采用了添加辅助点的双层Denaulay背景图动网格方法,并详细论述了辅助点添加、运动技术。为了进一步提高动态网格质量,提出了针对前后缘运动位置中比较极端的两种位置生成两个初始网格,并采用两种初始网格进行动态网格的生成。结果表明新动态网格方法可以为二维增升装置提供高质量的动态网格。     

Mini-TED跨声速气动特性及其增升机理

通过求解二维可压Navier-Stokes方程,研究了NACA0012翼型加装微型后缘增升装置（mini-TED）后的跨声速流场特性,与Gurney flap （GF）对比分析了几何参数对mini-TED后方涡系及翼型气动特性的影响.将mini-TED的几何细节参数定义为弦向长度和有效高度,两者方向正交.在相同迎角下仅改变mini-TED的弦向长度,后缘涡系结构虽发生变化,但翼型气动力几乎没有影响;反之仅改变有效高度则后缘涡系和翼型气动力系数同时发生明显改变,且与同等高度下的GF气动系数相近.结果表明：有效高度是影响翼型气动特性的决定因素.有效高度改变了mini-TED后涡系的发生范围,而相对于整个翼型绕流,后缘涡系的大小是影响翼型流场最重要的因素,而涡系的微观结构和形态的改变影响相对很小.加装mini-TED后上表面激波位置后移、下表面激波强度削弱,从而翼型表面压力分布特性发生了改变.随有效高度增大,mini-TED诱导的涡系发生区域随之增大,引流作用增强,翼型升力系数、阻力系数和低头力矩系数提高,同时相同迎角下翼型的升阻比明显提高.