基于非结构平台的DLR－F6标模阻力预测

采用自研的非结构网格解算器UNSMB进行了AIAA第三届阻力会议提供的DLR－F6翼身组合体的阻力计算验证。重点分析了模型的网格收敛特性、升阻力曲线以及压力分布等，并把计算结果与阻力预测会议上各个软件的计算结果以及试验数据进行比较，在此基础上分析计算结果。分析结果显示，非结构混合网格解算器的计算结果与各个软件的计算结果以及风洞试验数据吻合度较好，一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。     

HyperFLOW 软件数值模拟TrapWing 高升力外形北大核心CSCD

采用High-Lift研讨会提供的梯形翼外形(TrapWing),利用自主研发的基于结构、非结构网格的通用CFD软件HyperFLOW进行了数值计算,以评估其对复杂外形低速流的模拟能力。分别采用了三套不同拓扑结构的计算网格,包括两套非结构/混合网格和一套多块结构网格,每套网格又分为粗、中、细三种密度不同的网格数量以考察其网格收敛性。利用Richardson插值法,对计算结果开展了可信度分析。结果表明,不管是结构网格还是非结构网格,HyperFLOW均建立了可接受的可信度;对于高升力外形数值模拟,SA湍流模型要比SST湍流模型模拟的更准确;在失速迎角附近,现有的二阶精度解算器仍需持续改进。     

HyperFLOW软件数值模拟TrapWing高升力外形

采用High-Lift研讨会提供的梯形翼外形(TrapWing),利用自主研发的基于结构、非结构网格的通用CFD软件HyperFLOW进行了数值计算,以评估其对复杂外形低速流的模拟能力。分别采用了三套不同拓扑结构的计算网格,包括两套非结构/混合网格和一套多块结构网格,每套网格又分为粗、中、细三种密度不同的网格数量以考察其网格收敛性。利用Richardson插值法,对计算结果开展了可信度分析。结果表明,不管是结构网格还是非结构网格,HyperFLOW均建立了可接受的可信度;对于高升力外形数值模拟,SA湍流模型要比SST湍流模型模拟的更准确;在失速迎角附近,现有的二阶精度解算器仍需持续改进。     

NASA桘CRM阻力预测模型的计算验证

采用自研的非结构网格解算器UNSMB 进行了AIAA第四届阻力会议提供的NASA-CRM 翼身组合体（ WB）以及翼身组合加平尾（ WBT）两种构型的计算验证。重点分析了WBT模型的网格收敛特性、升阻力曲线、雷诺数效应、下洗效应以及压力分布等,并把计算结果与阻力预测会议上ONERA的计算结果进行了对比。分析结果显示,非结构混合网格解算器的计算结果与ONERA的计算结果吻合度较好,同时在一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。     

运输机标模CHN-T1的验证确认计算研究

采用自研的非结构混合网格解算器CARIA-OVERSET对我国第一届航空CFD可信度研讨会提供的运输机标模CHN-T1进行了验证确认计算。重点研究了网格形式、网格尺度、湍流模型等对运输机标模CHN-T1的总体气动特性、局部流场特征、压力分布以及计算收敛性等的影响,并把计算结果与风洞试验数据进行比较分析。分析结果表明,非结构混合网格解算器的计算结果与风洞试验数据吻合度较好。在固定升力条件下,非结构网格的网格尺度误差大于结构网格,湍流模型对迎角和俯仰力矩的影响较大,翼身结合处的分离特性模拟差异较小。带支撑构型的全机升力和低头力矩增加、阻力减小,机翼静气弹变形后升力、阻力和低头力矩均减小。全湍和自由转捩模型的计算结果存在一定差异,差异随着雷诺数的增大而变小。     

大型通用CFD软件体系结构与数据结构研究

针对大型通用CFD软件研制的需求,从新一代结构/非结构混合流场解算器的研制出发,着重研究了大型CFD软件的体系结构和数据结构。首先,针对未来计算流体力学对大型通用CFD软件的需求进行了分析,对软件研制中将要面对的各种计算网格、物理模型、计算方法以及未来多学科耦合计算的发展趋势进行了充分的需求评估。在此基础上,提出了采用面向对象软件设计技术、进行大型CFD软件体系结构和数据结构设计的方法,包括软件的整体架构、层次结构等,其间提出了运行数据库的概念。最后,研制了基于结构/非结构网格的结构/非结构混合解算器(HyperFlow),并通过典型算例对软件进行了验证,同时推广应用于不可压缩非定常流计算、高阶精度DG/FV混合算法等领域,表明本文提出的CFD软件体系结构和数据结构具有良好的通用性和可扩展性。     

基于动态非结构重叠网格法的直升机前飞非定常流场数值模拟研究

 发展了非结构重叠网格技术,提出适合于直升机旋翼运动的动态非结构重叠网格算法,该算法使得在采用非结构重叠网格模拟直升机流场时实现程序自动处理网格,不需任何人工干预。流动控制方程采用非定常可压缩Euler方程,空间离散采用Jameson有限体积法,时间推进采用双时间步长法,为加速收敛,在双时间步长内循环迭代中采用预处理技术。为验证本发展的预处理解算器以及动态非结构重叠网格的算法的可信性和有效性,开展一系列的数值实验,模拟了不同速度范围的NACA0012翼型绕流,Caradonna旋翼悬停和前飞流场以及Robin直升机机身-旋翼组合的前飞非定常流场,结果表明采用本文算法得到的结果是可信的,网格处理是自动高效的,可以应用于直升机全机流场模拟,为直升机设计提供可信指导数据。     

TRIP2.0_SOLVER的开发与应用

本文介绍了“亚跨超CFD软件平台”2.0版本流场解算器部分(TRIP2.0_SOLVER)的开发工作和应用情况,重点是结构网格部分的开发工作,包括对接网格、拼接网格、重叠网格等多种网格拓扑结构。TRIP2.0_SOLVER采用有限体积法离散雷诺平均的N-S方程,数值模拟绕流飞行器的空间流场和飞行器的气动特性,本文从软件已经具备的基本功能,用户界面的开发、软件测试和和多种网格拓扑结构的应用等四个方面总结了亚跨超CFD软件平台流场解算器(TRIP2.0_SOLVER)的工作进展情况。     

高超声速验证飞行器助推分离段流场数值研究

为了模拟有相对运动的多体非定常绕流，发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器，作为方法验证，模拟了俯爷振动的NACA0012翼型绕流，计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形，对高超声速验证习行器助推分离段流场进行了数值研究，得到了不同时刻由于多体相对运动形成的干扰流场结构以及分离过程的气动力参数。     

基于伴随算子的气动布局优化技术及其在大飞机机翼减阻中的应用

为了提高大型飞机机翼的气动性能,发展了基于Bezier-Bernstein曲线的机翼气动布局参数化技术和网格变形技术,以及基于Navier-Stokes方程的流场解算器、伴随算子解算器和二次规划寻优算法,形成了气动布局优化软件.通过改变约束条件、设计参数范围和初始点,对机翼进行了一系列的极多参数和多约束的气动布局精细优化设计,得到了良好的优化结果,优化结果表明该优化方法是高效和可靠的.      

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。     

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.     

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.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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）。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。