不同热边界对超音速机翼气动热数值分析的影响

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响，且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程，通过流场与固体壁面交界处的信息传递，实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究，对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应，结果表明：不同翼型具有与气动力相似的的气动热效应；内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实；考虑机翼燃油箱满油时，三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200w/m2。     

曲壁面两相流的简单扩散界面浸没边界法

针对在欧拉-拉格朗日网格框架下曲边界上的两相流润湿边界条件实施问题，本文提出了一种简单扩散界面浸没边界法。在此方法的框架下，静止和移动曲边界的湿润边界条件都可以采用平板边界方式处理。在该方法中，我们在实际边界内外一个拉格朗日网格间距处添加了两层虚拟贴体拉格朗日网格，并通过插值得到三层拉格朗日点上的序参数，从而得到实际的曲边界润湿条件。该方案实施思路简单，不仅适用于静止曲边界，还适用于复杂的运动曲边界。为了验证该方法的有效性，本文在广义守恒相场格子玻尔兹曼方法（LBM）框架下，模拟了静态液滴在圆柱上的铺展、动态液滴撞击圆柱、圆柱在水池中沉降三个问题。结果表明该方法能够有效地模拟曲面上的两相流动，具有良好的精度、鲁棒性和质量守恒性。     

基于二维紧凑型四阶格子模型的激波管流动模拟

为了提高格子的稳定性，使用Hermite展开方法，构建了新的二维四阶紧凑型格子模型，即D2Q37A。比较了D2Q37A和与Philippi给出的紧凑型格子模型(D2Q37B)的稳定性。在相同的碰撞频率下，与D2Q37B相比，D2Q37A可以模拟初始密度比更高的一维激波管流动。这表明D2Q37A与现有格子模型相比，具有更好的稳定性。详细给出了适用于高阶格子模型的边界条件实现方式。此边界条件实现方式保留了体现LBM（lattice Boltmann method）粒子特性的迁移 碰撞机制。用以上给出的格子模型和边界条件处理方式模拟激波管流动，得到的模拟结果和解析解吻合得很好。这表明所给出的边界处理方式是可行的。此边界格式同样可以用于其他类型的流动和边界。      

飞机短舱声衬声学性能实验技术

飞机短舱声衬作为飞机降噪的关键手段，其设计的成功与否强烈依赖于声学性能验证实验技术的发展。短舱声衬的声学设计一般分为两个层面，各自关注不同的研究目的与验证对象。在初步设计层面，一般借助声衬声阻抗提取技术对阻抗设计进行验证；在详细设计层面，一般使用缩比尺度和全尺寸短舱样件、借助声模态测控技术对整体声学效果进行验证。本文对比了基于双传声器法和直接提取方法发展而来的声衬阻抗提取技术，和基于相位控制阵列方法发展而来的声模态测控技术，以及这两种技术在发动机进排气道声衬设计中的应用。研究结果表明，双传声器法在低频下具有更高的精度，高频范围内双传声器法和直接提取方法的精度均降低，中频范围内双传声器法和直接提取方法的无量纲声阻和无量纲声抗差别小于0.2,均展示了较好的适用性。基于相位精细控制的旋转声模态发生技术研制的发生器能够产生超过10 dB以上的模态分辨率，能够用于测试声衬对多个目标模态的调控效果。为了进一步研究无缝声衬降噪量提升的主要机制，实验中使用模态发生器依次发出单独纯净的声模态，对两型声衬实验件开展对比测试。采用新一代技术研制的无缝声衬相比上一代成型工艺制成的带拼缝声衬在多声模态调控和关键...     

翼上大涵道比发动机BWB布局一体化气动优化

考虑动力影响的气动布局一体化设计是挖掘飞行器设计潜力的重要环节。基于非结构混合网格并行RANS求解器，面向消除梯度计算量对设计变量个数以及变形网格技术的依赖性需求，进行了全过程离散伴随方程的推导。在构造离散伴随方程的基础上，通过迭代反压调整建立精确流量控制进排气数值模拟技术，并推导离散伴随方程边界条件矩阵。进一步以某翼上安装大涵道比发动机翼身融合(BWB)布局为研究对象进行了一体化设计研究。优化结果表明，所提出的优化方法显著提升了气动性能，验证了方法在强约束、考虑动力影响的一体化设计问题中的实用性，为未来翼上布局民用飞机设计提供有力的技术支撑。     

高温环境下硅酸铝纤维的隔热性能

　硅酸铝纤维供应商往往只提供客户硅酸铝纤维在某一温度的热导率,难以指导隔热结构的设计。

本文针对市场上常用的硅酸铝纤维板,设计了隔热性能测试装置,实验获得硅酸铝纤维温度随时间的变化曲

线,并进行了有限元仿真分析。研究表明,硅酸铝纤维隔热效果稳定且具有一定的抗热辐射能力。有限元分析

结果与实验数据基本一致,说明采用有限元分析方法能够支持设计人员较好预测隔热效果。