用于级间分离研究的TBCC动力TSTO气动布局概念设计

基于涡轮/冲压组合动力的水平起降两级入轨飞行模式是重复使用飞行器降低发射成本、缩短发射周期的重要途径之一,气动布局设计需要在飞行器总体规模尺度约束下满足全速域全空域的气动特性、操稳特性及防热特性需求。为研究级间分离特性,讨论了任务使命、动力配置、飞行模式及总体规模限制下的两级入轨(TSTO)重复使用飞行器的气动布局设计,针对二级及一级面临的飞行任务需求和气动特性需求,分别提出了多种气动布局方案。对两种改进方案进行了初步的气动计算,并进行了上升段升重平衡下的飞行剖面重构。为提高级间分离的安全性并提高超声速/高超声速的升阻效率和航向稳定性,对双垂尾及可下折翼梢进行了适当修改,形成了TSTO系统新一轮研究方案,并在此基础上规划了后续研究工作。     

考虑飞行器动力系统进排气效应的设计参数灵敏度分析研究

面向飞行器内外流一体化设计,基于自主研发的大规模并行化结构化网格RANS求解器以及离散伴随方程求解器,开展了考虑推进系统动力状态下进排气边界条件的变分研究,通过链式求导法则避免直接对守恒变量变分,进一步引入中间变量大幅度简化了进排气边界条件变分的难度,建立了考虑进排气效应的设计变量灵敏度高效分析方法,并通过TPS标准模型计算验证了进排气数值模拟精度,与有限差分对比验证了灵敏度计算精度,以翼上发动机气动布局进排气影响数值模拟为例,系统分析了低速、高速、定攻角、定升力状态,推进系统有无动力工况灵敏度的变化以及影响机理。     

飞机设备吊舱环境控制系统的优化设计

介绍了国外机载设备吊舱环境控制系统技术发展的状况,提出了一种新的回冷逆升压式冲压空气循环制冷的吊舱环控系统方案.建立了4种典型吊舱环控系统优化设计的数学模型,并对其优化方法进行了探讨.对系统优化结果的分析表明,优化设计的回冷逆升压式空气循环制冷系统具有最小的载机燃油代偿损失,其性能和效率的综合设计指标达到世界先进水平.     

一种用于电子薄膜导热系数和发射率测量的实验方案

薄膜传热性能对微电子设备的传热能力及其性能和可靠性有重大影响,测量薄膜的热物性参数并进一步研究其影响因素,可为微电子电路的设计和发展提供科学依据。评述了薄膜导热系数测量和研究的现状,在此基础上提出了一种新的能同时测量衬底薄膜导热系数和发射率的实验方案,并通过建立衬底薄膜试样传热的数学模型和分析推导,论证了该实验方案的可行性。本实验方案可推广应用于确定淀积在衬底薄膜上各种极小厚度薄膜的导热系数和发射率。     

基于流场/声爆耦合伴随方程的超声速公务机声爆优化

基于自主研发的大规模并行结构化网格CFD求解器PMB3D以及并行化伴随方程求解器PADJ3D，开展了流场/声爆伴随方程的求解研究。首先采用标准算例，对内部CFD代码PMB3D软件和声爆预测代码进行了声爆计算可信度验证，以及声爆强度对近场声压梯度的校核。针对并行环境下多块对接网格的近场声压提取操作的复杂性，提出了"包围盒"的方法实现并行环境下近场声压装配单元编号、网格块编号以及对应的进程编号确定，基于声爆计算坐标将并行传递的数据进行一维排序，为声爆预测、伴随方程以及梯度求解提供输入条件。通过线性插值雅克比矩阵实现均匀坐标系梯度信息向非均匀坐标转换，并进一步根据结构化网格特征提出了插值原则，简化了近场声压转换雅克比矩阵的变分。通过装配单元记录，实现声爆强度对流场守恒变量的变分结果向各个进程装配，将装配结果作为流场伴随方程的右端项实现流场声爆耦合伴随方程的求解。此外，对小型超声速公务机开展了声爆优化，对比分析了设计前后的声压及其频谱特性。     

基于混合RANS/LES方法与FW-H方程的气动声学计算研究

在气动噪声的数值计算过程中,非定常流动的求解精度对声学计算结果有着重要的影响.以机体噪声计算的标准算例双圆柱绕流气动噪声问题为研究对象,采用基于非线性k-ε湍流模型的限制数值尺度(LNS)方法对双圆柱绕流进行了数值模拟,将计算得到的气动特性和流动特征与相应的试验结果进行了对比分析.为了求解远场观测点处的气动噪声,在精确求解双圆柱绕流流动的基础上结合基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比方法进行数值计算,并通过圆柱体的展向相关性对计算结果进行了修正,将得到的最终结果与相应的声学试验结果进行了对比,两者吻合良好,表明该数值方法是准确、可靠的.     

PI控制在空间相机精密控温上的应用

以某空间相机镜筒作为控制对象,建立了热分析模型,提出了基于积分分离式比例积分(PI)主动热控制的温度控制方法。积分分离式PI算法采用增量式计算、位置式输出,将输出的加热功率值转换为一个控温周期内的加热时间。以相机镜筒的热分析模型为基础,通过Ziegler-nichols参数整定方法获取积分分离式PI算法的比例参数和积分参数,利用热分析软件Thermal Desktop对空间相机镜筒进行了热分析,获取控温算法的控温性能。结果表明:积分分离式PI控制方法响应快,消除了稳态误差,较比例(P)控制具有更好的动、静态特性,适用于有高精度控温需求的主动控温设计。     

沟槽型面减阻特性数值模拟研究

基于人工压缩性方法，时间项采用隐式离散、对流项采用基于Roe近似Riemann解的迎风格式，研究了三维不可压粘性流动的数值模拟方法，湍流模型采用Baldwin-Barth一方程模型，利用所发展的不可压粘性流数值模拟方法，对典型几类V型、间隔三角型和U型沟槽型面的不可压粘性流场进行了数值模拟计算研究，探索了上述几类沟槽型面参数对湍流减阻特性的影响规律，从表面摩阻、速度场等方面分析了上述几类沟槽型面的减阻作用机理。研究结果表明：上述典型沟槽的减阻效果可以分别达到7．6％，10．5％和5．0％，与国内外相关实验结果符合一致，所发展的计算方法是成功的、可行的。     

高热流CCD器件散热与精密控温技术

为保证空间相机 CCD 器件处于较小的温度波动范围,根据焦面组件的结构特点,通过仿真分析的方法,对空间相机大功率 CCD 器件的散热方法和精密温度控制策略作了初步研究。首先介绍了大功率CCD器件的热设计要求,分析了大功率CCD器件热控设计特点,提出了采用微型热管的技术途径解决小空间、高热流密度器件的热量收集与排散方案,采用了基于积分分离式PI控制的电加热主动控温策略。热分析结果表明,热控方案可以满足CCD器件的散热需求以及＆#177;0.2℃的高精度、高稳定度温度控制要求。     

考虑滑流影响的分布式螺旋桨布局优化设计

相对于传统螺旋桨飞机,前缘分布式螺旋桨飞机的滑流对整个机翼周围的流场特性影响更大.在分布式螺旋桨飞机动力布局设计过程中,应当考虑螺旋桨布局对滑流和机翼绕流的影响,使得机翼在滑流作用下表现出更好的气动特性.首先,基于雷诺平均Navier-Stokes方程,用等效盘代替真实螺旋桨,并采用重叠网格方法进行网格布局,优化过程中快速自动生成流场计算网格,获得机翼在滑流影响下的气动数据.然后,基于量子粒子群寻优算法建立分布式螺旋桨布局优化设计系统,使用该系统对采用NACA4412翼型的平直机翼和5个前缘分布式螺旋桨组成的构型进行了分布式螺旋桨布局优化设计.结果表明:等效盘模型能够对分布式螺旋桨滑流进行高效的数值模拟;优化后的分布式螺旋桨动力布局能使构型在起飞状态下升力系数提高5.6％,同时阻力系数减小13.9％.因此,建立的考虑滑流影响下机翼气动特性的分布式螺旋桨动力布局优化设计方法是可行且有工程应用价值的.