列车交会过程非定常流场的显示

本文介绍在水槽拖模实验中应用流向标法显示列车交会过程的非定常流场，给出交会初期，中期和后期两列车间的二维流场。     

线间距对时速600公里级高速磁浮列车明线交会气动性能的影响

高速磁浮列车设计速度高达600 km/h，明线交会时压力波幅值激增，容易导致列车结构疲劳损伤。作为影响高速列车明线交会气动特性的关键参数，线间距是研究重点之一。本文采用计算流体力学数值仿真方法和网格滑移技术，模拟了高速磁浮列车在线间距5.1 m、5.4 m、5.6 m的线路上明线交会时的气动特性，对比分析了高速磁浮列车表面压力分布及列车气动力/力矩的变化规律。结果表明：明线交会时，列车气动升力、侧向力和倾覆力矩随着线间距的增加明显降低；列车表面测点压力最大值、最小值的绝对值以及最大压力幅值随线间距增加近似呈线性关系降低；线间距5.1 m时，高速磁浮列车表面最大压力幅值为5 379 Pa，小于车体承载极限±6 000 Pa，满足600 km/h交会时对气动特性的要求。     

200km／h动力分散型电动旅客列车组车体表面压力分布试验研究

阐述了对我国首例200km/h动力分散型电动旅客列车组（先锋号列车）车体表面压力分布测试情况，对测量结果进行了较为详细的分析，最后用流场计算软件CFX对先锋号列车周围流场进行了数值模拟计算，并将计算结果与测量结果进行了对比，两者有较好的一致性，该研究结果可为空调装置及电器设备冷却风道进排风口位置的选取提供科学依据。     

座舱压力控制技术应用于高速列车车厢的可行性分析

为了解决高速列车穿越隧道或两车交会时引起的压力波动所造成的旅客“耳感不适”,借鉴民机座舱压力控制的成熟经验,提出了解决高速列车车厢压力变化的气动间接式压力控制方案,该方案主要由座舱压力调节器组成。针对气动间接式压力控制方案进行了计算机模拟分析和原理模拟验证试验,结果表明,将座舱压力控制技术用于高速列车车厢的压力控制能够满足设计指标要求;同时本方案具有设备轻巧、调节方便、阻力损失小、维护性及可靠性好等优点,故座舱压力控制技术应用于高速列车是可行的。     

级间分离的流场及热流分析研究

对多级火箭级间热分离过程中，一级、二级发动机的分离流场进行了计算，并分析了分离机构-柱形爆炸器表面的热流分布情况；应用分区非结构化网格，进行了二维可压缩湍流流场的数值模拟，在数值计算中应用了k-ε湍流模型，并考虑壁面热辐射的辐射传热模型；研究了分离过程中，级间区域的流场特性以及同柱形爆炸器的传热情况，数值结果将有助于级间分离装置的热防护结构设计。     

龙卷风环境对桥上运动列车瞬态气动特性影响

为探究桥上运动列车穿越龙卷风风场时其周围瞬态流场的流动特性,通过数值方法开展了恶劣环境下的车桥耦合气动特性研究,以保障列车的运行安全.采用三维、不可压N-S方程和工程上应用广泛的k-ε湍流模型,以及滑移网格技术,对桥上运动列车沿不同横向中心间距和不同运行速度穿越龙卷风风场时,其表面压力分布及气动载荷变化情况进行了计算分析.结果表明:1)列车的表面压力系数随列车与龙卷风中心的横向间距增加而表现出减小的趋势,且背风侧的压力系数较之迎风侧更为显著;2)随列车沿纵向方向靠近风场中心,其附近的压力分布呈现由对称分布向非对称分布的变化趋势,而随列车穿越风场并远离龙卷风风场中心时,列车周围压力表现出与之靠近风场中心时反向对称的特点;3)随着列车与风场中心纵向距离的变化,其头车的气动载荷系数均表现出了双峰趋势特征,且尾峰的峰值较之头峰更为显著,并随着列车运行速度的降低,其气动载荷系数峰值随列车与风场中心横向间距的差异愈加明显.     

风—车—桥系统车辆风荷载突变效应风洞试验研究

侧向风作用下,车辆通过桥塔或双车交会时车辆所受风荷载会发生突变,这将影响行车的安全性和舒适性。基于自主研制的移动车辆模型风洞试验系统,针对轨道交通车辆和公路交通车辆,分别采用三车模型和单车模型测试了车辆通过桥塔和双车交会时车辆风荷载的突变过程,讨论了风速、车速、车辆所处轨道位置及车辆类型等因素对车辆气动力系数的影响。研究表明车辆运行于桥塔区域及双车交会时,车辆三分力系数均有不同程度的突变趋势;车辆运动引起的列车风使车辆阻力系数的突变程度减弱,使桥塔遮风效应的影响区域变长;公路交通车辆风荷载突变效应较轨道交通车辆的要明显;双车交会时,背风侧车辆风荷载急剧减小,迎风侧车辆三分力系数变化较平稳。     

两种湍流模型在跨声速绕流计算的应用研究

湍流模型在对复杂流场的数值计算中起着非常重要的作用.本文采用SA一方程湍流模型和SST k-ω二方程湍流模型,通过解耦求解雷诺平均N-S方程和湍流模型方程实现对亚跨超声速湍流流场的数值模拟.对NACA0012翼型和ONERA-M6机翼跨声速绕流流场进行了计算,对压力分布和激波位置与实验结果进行了细致的比较,并分析了不同离散格式、不同网格疏密及壁面函数对计算结果的影响,在计算过程中这两个模型体现出了较好的简捷性和健壮性.     

伴流速度对平行喷口射流影响的数值研究

采用大涡模拟方法计算研究平行喷口出口马赫数为0.9,伴流速度比分别为0.1、0.3和0.5时的喷射流场特性。计算时采用高精度的数值模拟方法,并结合Smagorinsky亚网格尺度模型。考察了流场统计平均特性、脉动特性以及射流流场中涡结构的发展演变过程,结果表明:伴流速度的增大使得势流核长度变长,减缓了空间剪切层的发展,转捩延迟。喷射流场速度分布具有自相似性,而湍流强度的分布则不具有相似性。通过分析剪切层中轴向速度脉动、径向速度脉动、压力脉动在空间任意两点上的时空相关性,发现随着伴流速度的增大,脉动量在空间上的相关性减弱,而脉动量向下游的传递速率增加。该研究结果为进一步揭示伴流速度对喷流声场的影响提供基础。     

城际列车底部结构优化减小气动阻力研究

随着我国城镇化建设的进一步加快,将开通越来越多的城际铁路,城际列车减阻问题引起了国内外学者的广泛关注。本文采用基于k-ε两方程的数值计算方法,针对城际列车底部流场分布以及气动阻力分布特性开展研究,研究结果表明:底部设备在整车阻力中占比较重,在列车底部安装半包式裙板、优化车下设备布局均能有效降低列车气动阻力,整车气动阻力减阻率分别可达7.48%和5.69%。此结论可为低阻列车外形设计提供依据。     

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。