弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。     

局部电弧丝状放电控制激波/边界层干扰的数值研究

采用数值模拟的方法研究局部电弧丝状放电激励对激波/边界层干扰引起的气流分离的控制效果和机理。研究发现在干扰区上游和干扰区内进行电弧放电能够有效控制边界层的分离,且控制效果随着能量输入增大而增强,最大可使分离区减小40.6%,而在干扰区下游作用时对激波/边界层干扰基本没有影响。结合热阻塞效应,可得出电弧放电的作用机理是其产生的焦耳热在流场中造成局部流场阻塞,形成等离子体虚拟型面,在流场中诱导出微弱的斜激波和旋向相反的漩涡,增大了边界层内流体的动量,使其抵抗分离的能力增强,从而抑制了气流的分离。     

进气道内激波/边界层干扰及控制研究进展

进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象主要可分为正激波/边界层干扰、斜激波/边界层干扰以及三维激波/边界层干扰几类,由于受到侧壁壁面和进气道内背景波系的影响,这些干扰现象偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的耦合干扰特征,干扰区间内三维特征明显。概述了发生于进气道内的激波/边界层干扰特性及相关研究进展,并对目前进气道内激波/边界层干扰现象的控制方法进行了总结。     

高频微秒脉冲放电控制激波/边界层干扰非定常性的实验研究

在马赫数2.5来流条件下,开展了高频微秒脉冲放电控制压缩折角激波/边界层干扰非定常性的风洞实验,放电位于压缩折角上游沿流向布局的6对电极之间,所选取的放电频率为14 kHz,接近于来流边界层的特征频率.采用高速纹影成像技术记录流场的动态变化,并基于纹影图像灰度值的时间序列采用平均、均方根、本征正交分解、动态模态分解、傅...     

混合动理学通量WENO方法拓展

在马赫数2.5来流条件下，开展了高频微秒脉冲放电控制压缩折角激波/边界层干扰非定常性的风洞实验，放电位于压缩折角上游沿流向布局的6对电极之间，所选取的放电频率为14 kHz,接近于来流边界层的特征频率。采用高速纹影成像技术记录流场的动态变化，并基于纹影图像灰度值的时间序列采用平均、均方根、本征正交分解、动态模态分解、傅里叶变换等方法进行处理，对比研究有/无控制情形下激波/边界层干扰的非定常特性。研究发现，对于无控情形的基准流场，流动的低频特性表现为分离激波的振荡及边界层大尺度涡经过激波的脱落行为，中、高频特性表现为边界层小尺度涡与激波的相互作用；对于受控情形，来流边界层内的大涡尺度在放电作用下增大，大尺度涡与分离激波相互作用使得激波的振荡转变为稀疏压缩波的脉动，流经激波的边界层脉动更强，分离激波的低频振荡(10～300 Hz)有所改善。此时，流动的低频特性主要表现为边界层大尺度涡经过激波的脱落行为，而中、高频特性与基准流场相似。     

超声速压缩拐角激波/边界层干扰动力学模态分解

压缩拐角激波与边界层干扰问题广泛存在于高速飞行器的外部和内部流动中,其非定常复杂流场结构对飞行器气动性能影响显著。动力学模态分析将有助于进一步加深理解激波与边界层干扰流场不同特征频率对应的流动结构及动力学特性,为揭示其复杂流动机理提供参考。本文采用动态模态分解(DMD)方法对来流马赫数为2.9、24°压缩拐角内激波与超声速边界层干扰下的非定常流动进行了模态分析。评估了稀疏改进动态模态分解方法在压缩拐角流动中的适用性,研究了湍流干扰和转捩干扰下典型特征频率对应的动力学模态空间结构差异及其原因,分析了转捩边界层展向非均匀性对低频/高频模态动力学机制的影响规律。研究发现,湍流干扰与转捩干扰下拐角干扰区内均存在两类截然不同的动力学模态:低频模态和高频模态。低频模态结构集中在分离激波及分离泡剪切层的根部,表征为分离泡的大尺度膨胀和收缩运动;高频模态空间分布则以平均声速线附近正负交替结构为主,对应为边界层内不稳定波沿剪切层往下游的传播。转捩边界层的展向结构对低频模态运动特性影响明显,而对高频模态的影响则相对较小。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part I： 设计状态

本文通过特征线法设计了基于多道激波+等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明：在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡;在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明在来流马赫数5.74,攻角0度状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。     

Bump进气道中鼓包诱导的激波/边界层干扰特性

为了探索Bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题进行了流场分析。在此基础之上,设计了三个不同马赫数的鼓包,并研究了设计马赫数对鼓包流场特性的影响。结果表明:当三类构型的无黏激波强度相等时,半锥诱导产生的旋涡强度最强,鼓包次之,半棱锥最弱。尽管鼓包诱导的流场非常复杂,其干扰流场却呈现出准锥形相似的特性。虽然半锥对边界层的排移能力最强,但是综合考虑边界层排移能力及进气道出口流场畸变下,鼓包最具优势,这也是其被选为超声速进气道前缘压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增加设计马赫数能改善鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。      

基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法

针对高超声速进气道内强唇罩激波/边界层干扰带来的大尺度分离、流动损失大等问题,提出了基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法。在来流马赫数3、唇罩压缩角18°条件下,仿真对比了后掠/平直2类唇罩2种构型干扰区内的流动特性。结果表明：后掠唇罩入射激波/边界层干扰产生的分离包尺度沿展向呈现逐渐增加的趋势,利用三维后掠入射激波产生的自对称面往两侧的顺压梯度,驱动低能流往两侧迁移,可使得分离区流向尺度相对于平直唇罩构型最大可减小50.6%;在后掠唇罩干扰区内,压力分布呈现以分离线曲率中心为虚拟中心的椭圆相似特征。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。