天作之合──“天合联盟”来势凶猛

今年６月２２日,法国航 空公司、达美航空公司、大韩航空公司以及墨西哥航空公司宣布共同组成“天合联盟”（Ｓｋｙ Ｔｅａｍ）,至此世界航空运输业已形成了五大联盟。据称,这是目前全世界航空公司联盟中提供航线最多的联盟。 “天合联盟”通过由墨西哥城、巴黎、辛辛那提、纽约肯尼迪、亚特兰大和汉城等多个机场建立巨大的航空枢纽网络,网络遍及拉丁美洲、欧洲、美国及亚洲许多重要的航空枢纽,覆盖了北半球所有主要目的地,约占全球航运交通流量的８０％。每天在９８个国家的４５１个目的地,共有６４０２个属于“天合联盟”的航班起…     

燃气发生器身部多学科设计优化

为了探索液体火箭发动机多学科设计优化的一般方法,以液体火箭发动机燃气发生器身部为研究对象,在对其进行面向设计的多学科分析的基础上,建立了燃气发生器身部的多学科优化模型,涉及流动、传热、结构强度3个相互耦合的学科.引入了一种新的多目标方法——物理规划方法处理其中的多目标优化问题,通过类别函数将设计者的偏好转化为优化目标,避免了对各个不同大小和量纲的分目标之间重要性的比较和权衡.优化结果显示,利用多学科设计优化减轻了燃气发生器的质量,改善了原有设计,能够提高发动机的设计水平.      

高超声速飞行的若干气动问题

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发展相关的理论分析与数值模拟技术,进一步提升地面风洞试验的技术水平,并强调了开展相关气动飞行试验的重要性。     

前缘半径对两个尺度三级压缩楔流场结构影响研究

为研究前缘钝度及模型尺度对流场结构的影响,采用了长度为0.3 m和0.6 m的三级压缩楔模型,前缘半径分别为0,0.5,1,1.5,3 mm,在0.6 m激波风洞中利用高速阴影摄像获得了系列流场结构照片,清晰地显示了激波结构。试验条件为马赫数5.98,总温670 K,总压6.56MPa。数据结果表明,随着前缘半径的增加,第一道激波角增大,第二和第三道激波角减小;存在明显的模型尺度影响,在同等钝度条件下(尖前缘除外),两个尺度模型的第一道激波角相差迭0.4°,第二道和第三道激波角最大可相差0.5°。流场照片显示,在拐角处存在激波边界层干扰,造成第二、三道激波根部弯曲,随前缘半径增加,弯曲程度和影响区域增大。     

一种基于压缩感知的高分辨率宽测绘带合成孔径雷达成像算法

针对高分辨率宽测绘带合成孔径雷达（High Resolution Wide Swath Synthetic Aperture Radar, HRWS SAR）在俯仰向波束形成受地面目标高程影响造成增益损失以及在方位向非均匀采样造成模糊的问题,文中提出了一种基于压缩感知（Compressed Sensing, CS）技术的HRWS SAR成像算法。根据SAR系统和平台参数建立精确的观测模型后,通过求解优化问题直接准确地估计出了在地面高程变化影响下的目标来波方向（Direction of Arrival, DOA）并重建了非均匀采样下的方位向观测场景,从而实现了HRWS SAR在俯仰向和方位向的非模糊成像。仿真结果表明了本文算法的有效性。     

高温超声速流中爆震波特性数值研究

通过对高温超声速流中爆震波性质的研究,评估其在高超声速冲压发动机燃烧室的燃烧组织中应用的可行性,并通过数值模拟对分析结论进行了验证。提出了一种新的爆震波起爆机制,注入高温超声速流中的燃料混气可通过自身缓慢的释热使流动进入局域热壅塞状态,进而借助局域热壅塞产生的激波实现爆震波的起爆。计算结果表明在适宜的温度与马赫数条件下,注入高温超声速流中的燃料可通过新的起爆机制在超声速流中形成一道稳定的驻定爆震波。表明在高超声速冲压发动机燃烧室中存在着通过驻定爆震波实现火焰稳定的可能性。     

虚拟装配技术在飞行器总装设计的可行性分析

虚拟装配是运用计算机分析、预测模型,用数据表达,辅以可视化,作出与装配相关的工程决策,可以有效地提高产品装配质量和速度,有助于降低成本并缩短周期。通过分析飞行器总装装配的特点和难点,侧重分析了虚拟装配的特征和关键,重点探讨了复杂弹体结构的虚拟装配实施方案,能够有效地减少总装装配缺陷和产品的故障率,保证了产品的质量。     

超燃冲压发动机电弧加热器试验流场调试

利用电弧加热器提供超燃冲压发动机地面模拟试验的纯空气流场,需要在前电极与喷管之间由冷气混合室加入冷气以降低电弧加热气体的焓值;为了较为准确地获得流场的总温参数,采用了总温探针对流场总温900-1600K进行了校测,总温的测量值与计算的焓值、流量匹配法计算的总温进行了对比,结果表明：总温越高,测量值与计算值相差越大,在名义总温1600K时达到了450K,笔者分析了产生的原因。     

楔—后掠柱激波干扰流场和热流的工程算法

本文针对航天飞机机翼前缘的简化模型,即楔-后掠柱模型,在大后掠、高超声速条件下,提供了一种计算柱体前缘激波干扰流场和热流的工程计算方法。在中国科技大学流体力学实验室的激波风洞中取得了激波干扰的流场显示结果。计算的结果与国内外实验数据的比较表明,这是一种有效的方法。     

化学平衡效应对冲压燃烧室性能潜力与工作过程关系的影响分析

为了研究化学平衡效应对冲压发动机燃烧室性能潜力以及工作过程关系的影响,分析了考虑和不考虑化学平衡效应的准一维分析方法获得的三种典型冲压燃烧室工作过程与性能潜力的差别。研究结果表明,化学平衡效应减小了燃料的燃烧效率、燃烧室所需扩张比以及比冲,改变了高飞行马赫数下燃烧室扩张比与性能的对应关系;不考虑化学平衡效应时,亚声速燃烧室的最大比冲略优于双模态燃烧室,亚声速燃烧室和双模态燃烧室的最大比冲都出现在特征马赫数最小时;当考虑化学平衡效应时,双模态燃烧室的最大比冲略优于亚声速燃烧室,亚声速燃烧室的最大比冲出现在特征马赫数1时,双模态燃烧室的最大比冲在飞行马赫数4,5,6,7时分别出现在特征马赫数0.3,0.4,0.7和1.5附近;在高飞行马赫数时,应研究确切的化学反应过程,以确切协调燃烧室设计关系。 