CFD技术在航空工程领域的应用、挑战与发展

计算流体力学(CFD)技术在航空工程领域发挥着重要作用。总结了CFD技术在航空工程领域中的应用,系统阐述了气动设计、气动弹性、气动噪声、数字化飞行等多学科耦合计算领域对CFD技术的需求,结合实际工程应用分析了CFD技术面临的主要挑战。总结了近年来CFD技术在流动分离、边界层转捩、高精度方法和运动网格技术等领域取得的研究成果以及在气动特性评估、流动机理分析、气动设计、气动弹性、气动噪声等工程领域中的应用。进一步展望了CFD数值模拟未来的几个关键技术以及应用前景。     

通用飞行器气动优化设计数字化集成平台——DIPasda

未来航空工业的发展，需要解决多学科综合设计的关键问题，为新型高性能飞行器的设计提供有力的设计方法和设计工具。DIPasda作为复杂外形设计的通用飞行器多学科优化设计平台，研制目的主要是提供一套新型通用、鲁棒、高效的优化设计架构，应用于通用飞行器工业设计环境，改善传统设计耗时低效的状况，提高新型飞行器设计的效率和精度。DIPasda平台系统包含了优化设计过程中所需用到的各类方法，主要包括数值优化算法、几何模型参数化方法、代理模型方法、高精度的学科分析工具等。通过详细介绍平台的系统架构、主要的功能模块、伴随优化设计和多目标优化设计流程，展现了DIPasda平台系统架构设计的灵活性和功能模块的完备性。最后通过优化算例展示了系统的综合优化设计能力。     

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

空化对燃油喷嘴雾化的影响

燃油喷嘴内的液体流动在一定条件下会形成空化,进而影响喷嘴的雾化效果。应用高速摄像仪对圆形喷嘴内的空化以及喷口外的雾化进行了实验研究。实验所用喷嘴直径包括0.5mm,1.0mm,1.5mm和2.0mm,其中直径为1.5mm的喷嘴的长径比从2变化到9,实验工质为纯净水。实验发现,喷嘴内空化的形成是动态的,空化长度出现高频低幅脉动。对于喷嘴的收缩类型研究发现,急收型相比渐收型更易形成空化,并有增强雾化的效果。长径比相同的喷嘴,直径越大,达到超空化的喷射压力越大,雾化锥角也越大;直径相同的喷嘴,随长径比的增加,达到超空化的空化数逐渐减小,但射流的喷雾锥角没有明显的变化趋势,均在10°到20°之间。对比破碎模式规律,除了0.5mm的喷嘴外,所有喷嘴达到超空化后均为雾化模式。     

三种两样本非参量CFAR检测算法分析

介绍了3种两样本非参量CFAR检测算法的基本工作原理,利用实测未知统计概率分布海杂波数据对它们的检测性能进行了研究,并与参量CA-CFAR检测器进行了对比.研究表明:在强海杂波条件下,GS-CFAR检测器的检测性能最优;在弱海杂波条件下,Savage-CFAR检测器的检测性能最优;相比于CA-CFAR检测器,3种两样本...     

战术导弹标模五座风洞试验数据的相关性研究

为研究不同风洞之间战术导弹模型测力试验数据的相关性，采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在五座风洞中对ZSDD－1战术导弹标模进行了重复性实验和对比实验。实验结果表明，相同状态下对比实验结果的标准偏差普遍大于重复性实验的标准偏差，其中底阻系数测值的标准偏差明显大于同一座风洞中底阻系数的试验精度。     

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小；校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

等离子体无人机失速分离控制飞行试验

为了进一步推动等离子体流动控制技术工程化应用发展,以无人机机翼失速分离控制为研究对象,以压力及姿态角传感器为测试手段,搭建了飞行验证平台,开展了等离子体无人机(UAV)飞行试验,在真实大气环境下考核了对称布局等离子体激励器的控制能力,建立了从基础研究到工程应用的桥梁。结果表明:当在单侧机翼施加控制时,等离子体激励器能够较好地抑制无人机单侧机翼大迎角失速分离,使得该飞机产生较大的滚转角,从而实现对飞机姿态的控制。该结果为实现等离子体流动控制技术的工程应用积累了技术基础。     

近距离的无线通信系统的构建

首先介绍使用ET13X340/330无线通信芯片构建300MHz近距离无线通信平台的原理和方法,然后简介使用ET13X211/221无线通信芯片构建27MHz无线通信系统的方法,最后对这二种芯片的使用方法和效果作了讨论和比较.     

单星多普勒定位系统仿真与性能分析

给出了单星多普勒定位系统单目标定位基本原理以及系统多目标定位的数据处理方法。由于单星系统定位资料较为稀疏且空间几何条件较差,提出采用高程约束辅助定位方法。采用地面测试系统进行半物理仿真,对通过随机方法产生的全球分布的500个目标进行解算,系统拷机用时10h左右,仿真结果表明:当对卫星轨道高度为840.053km时,有效定位率在98.6%以上;当轨道高度为499.226km时,有效定位率在96.4%以上。证实了解算方法的有效性。