Recent advances in physical understanding and quantitative prediction of impinging-jet dynamics and atomization

Impinging-jet injectors are widely used in liquid propulsion applications, since their simple configuration provides reliable and efficient atomization. The flowfield involves a series of complicated spatio-temporal evolutions. Much effort has been directed toward understanding the underlying physics and developing quantitative predictions of impinging-jet atomization. This paper summarizes the recent advances in this direction, including state-of-the-art theoretical, experimental, and numerical studies, along with representative results. Finally, concluding remarks address remaining challenges and highlight modeling capabilities of high-fidelity simulations.     

升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响，建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解，采用嵌套网格方法模拟桨叶运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态，采用基于"差量法"的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算，验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征，结果表明：双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别，在大前进比状态基本一致；在相同拉力状态，随着升力偏置量的增大，共轴旋翼升阻比先升高后降低，其阻力却不断增大，不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同；双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动，由于流场被前行桨叶所主导，因此后行桨叶拉力波动幅值更大，且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。     

高速飞行器变质心控制技术综述

基于变质心附加惯量消旋、质量矩姿控、操稳性能调控三种控制模式对变质心控制的基本原理进行了阐述.详细分析了变质心高速飞行器所面临的动力学建模、制导控制、执行机构设计研制和系统仿真评估四方面的关键控制问题.最后,对变质心高速飞行器发展趋势和未来主要研究方向进行了展望.     

空间薄膜结构刚柔耦合非线性动力学分析

空间薄膜结构经历大范围刚体运动时,刚柔高度耦合的非线性动态响应极易发生,这将会降低结构几何精度,甚至影响设备正常工作.针对平面张拉式空间薄膜天线,建立了大范围运动的空间薄膜天线刚柔耦合非线性动力学有限元模型,描述了二阶效应与刚柔耦合效应对结构刚度特性、阻尼特性以及载荷的作用.通过对模型的数值解算,讨论了刚体运动规律(初...     

电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究

首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异.     

飞机拦阻索动态特性研究

 为了分析飞机拦阻索在拦阻过程中复杂的动态特性,将拦阻索视为空间柔性钢索,液压吸能系统和缓冲系统经过线性拟合,作为传动索的约束条件,通过具有弹性和阻尼特性的梁单元加载在拦阻系统模型中,同时考虑了柔性钢索与刚性支撑体之间的接触碰撞作用,在有限元分析软件LS_DYNA中建立了拦阻系统的碰撞动力学模型,并进行了仿真研究。研究结果表明,飞机尾钩挂索后,在拦阻索与甲板滑轮之间存在连续震荡衰减的应力波,当来自于甲板滑轮的初次反射波到达钩索啮合点时,拦阻力达到极值。     

飞行器气动参数估计不确定度评价方法研究

为了有效地利用飞行器气动参数估计结果,必须同时给出估计结果的不确定度,因此研究了不确定度评价方法.当试验样本较多时,样本标准差具有明确的统计含义,比分散度能够更好地描述参数估计的不确定度.对于单个试验样本,基于不确定度椭球导出的C-R(Cramer-Rao)界是参数估计不确定度最好的理论预测,但利用飞行实测数据得到的C-R界普遍比样本标准差小.鉴于此,通过在低频有色噪声的基础上构造白噪声的方法,得到了一种C-R界修正方法,并通过仿真算例验证了修正方法的正确性.最后,将C-R界修正方法应用于飞行实测数据,得到的修正C-R界与利用多次飞行试验参数估计结果计算的样本标准差比较一致,表明该修正方法能够较好地给出参数估计的不确定度区间.     

漂浮基空间机器人捕获卫星过程动力学模拟及捕获后混合体运动的RBF神经网络控制

 讨论了漂浮基空间机器人在轨捕获目标卫星过程的碰撞动力学建模,以及捕获操作结束后空间机器人与卫星混合体的稳定控制问题。首先采用多刚体动力学建模方法并结合空间机器人捕获目标卫星过程中的碰撞动力学特性,建立了漂浮基空间机器人在轨捕获漂浮卫星过程的动力学模型,并在此基础上计算出完成捕获操作后空间机器人与目标卫星混合体关节的运动速度。然后针对卫星及空间机器人系统惯性参数均是未知的复杂情况,应用上述模型、神经网络控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了空间机器人与卫星混合体在捕获过程碰撞冲击影响下稳定运动的高斯径向基函数神经网络控制方案,以达到对捕获卫星的有效控制。此外,高斯径向基函数神经网络控制方案具有不需要测量和反馈载体位置、移动速度与加速度的显著优点。系统数值仿真证实了上述控制方案的有效性。     

CFD predictions of LBO limits for aero-engine combustors using fuel iterative approximation

Lean blow-out (LBO) is critical to operational performance of combustion systems in propulsion and power generation. Current predictive tools for LBO limits are based on decadesold empirical correlations that have limited applicability for modern combustor designs. According to the Lefebvre’s model for LBO and classical perfect stirred reactor (PSR) concept, a load parameter (LP) is proposed for LBO analysis of aero-engine combustors in this paper. The parameters contained in load parameter are all estimated from the non-reacting flow field of a combustor that is obtained by numerical simulation. Additionally, based on the load parameter, a method of fuel iterative approximation (FIA) is proposed to predict the LBO limit of the combustor. Compared with experimental data for 19 combustors, it is found that load parameter can represent the actual combustion load of the combustor near LBO and have good relativity with LBO fuel/air ratio (FAR). The LBO FAR obtained by FIA shows good agreement with experimental data, the maximum prediction uncertainty of FIA is about ±17.5%. Because only the non-reacting flow is simulated, the time cost of the LBO limit prediction using FIA is relatively low (about 6 h for one combustor with computer equipment of CPU 2.66 GHz · 4 and 4 GB memory), showing that FIA is reliable and efficient to be used for practical applications.     

发动机推力及拦阻力对起落架载荷的影响分析

以某型舰载飞机为研究对象,建立舰载机拦阻着舰动力学模型,考虑了拦截索拉力、气动力和发动机推力.对模型进行数值求解,分析在拦阻过程中发动机推力及拦阻力对起落架缓冲器轴力的影响.结果表明:在舰载机着舰前0.3s内,发动机推力和拦阻力对起落架缓冲器轴力影响很小;0.3 s后发动机推力会同时增大起落架缓冲器轴力峰值;拦阻力会增大前起落架缓冲器轴力峰值,减小主起落架缓冲器轴力峰值.