两电缆间电磁耦合预测

飞机上电缆之间的电磁干扰是普遍存在的,大多数干扰现象发生在同一线束中的导线之间。本文介绍了两电缆之间电磁耦合的预测方法,并提出了降低电磁耦合的措施。     

计入导线故障的民机安全性定量分析方法研究

将导线故障引入安全性定量分析方法中,介绍了安全性分析的现状、存在的问题以及计入导线故障的必要性。通过将导线故障和安全性分析相结合,提出一种计人导线故障的安全性定量分析方法。对影响导线故障的机理进行探究与分析,提出“导线故障率影响因子”概念,阐述了影响导线故障率的主要因素及其类型,建立了一种民用飞机实际导线故障率计算方法与模型,以及在单一状态和多种状态下导线故障率计算方法,并对方法进行案例分析,使安全性定量分析更准确、有效和完善,大大减少了导线故障所引起的不安全事件,为民用飞机安全性和合格审定工作提供了有力的支持。     

架空线自阻尼的测试方法

自阻尼是导线的基本特性之一。在高压架空导线防振设计中,自阻尼是一个基础数据。本文是介绍对导线自阻尼的三种测试方法。其中的“剪力法”是我们自己研创的新方法。文中不仅介绍了测量技术,还附有在我国第一次测出的 LGJQ-400型导线的自阻尼数据。     

舰载直升机-舰船耦合流场数值计算研究综述

舰载直升机舰面起降是海上舰载直升机最危险的作业之一，而舰船表面的复杂气流干扰是造成该问题的主要因素之一。本文从孤立舰船舰面流场主要特征分析出发，分别总结了航空母舰与非航空母舰类舰船的主要流动特征，以及舰载直升机-舰船耦合流场的主要流动特征。在此基础上，根据舰船表面流场计算采用的数值方法分类，从无黏流场到黏性流场计算、从定常数值计算到非定常数值计算，系统介绍了国内外的发展情况与主要研究工作。对舰载直升机-舰船耦合流场数值研究，根据采用的模型与耦合方法分类，从动量盘简化耦合模型到完整直升机模型、从单向耦合到双向耦合，介绍了国外的发展历程及主要相关工作。期望舰面流场以及机-舰耦合流场数值计算主要方法的探讨，能为后期机-舰耦合流场研究及机-舰适配性研究提供参考。     

考虑干扰的静气动弹性计算

 本文介绍一种考虑飞机部件间气动干扰和结构干扰的静气动弹性计算方法。它包括组合翼面气动力和气动弹性方程求解、位移法结构计算、以及矩阵插值三部分。对一个前翼一机翼组合模型和一个简化的全机模型作了计算,并同风洞测量结果进行比较,在亚、超音速范围内,数量级和趋势都比较符合。对某方案的升降副翼偏转所引起的横侧干扰气动力（包括偏航力矩和侧向力等）,将计算结果同风洞测量值比较,刚性导数随Mach数变化的趋势是合理的,所计算的弹性修正值也是可用的。     

基于干扰距离控制的直升机桨-涡干扰噪声降噪方法

提出了一种适用于直升机旋翼桨-涡干扰距离计算的方法。针对桨-涡干扰距离计算中必需的旋翼桨盘入流及桨盘倾角,又分别建立了旋翼耦合N-S （Navier-Stokes）/自由尾迹模型和桨盘配平模型进行求解,其特点是兼顾计算精度和计算效率;并从悬停、前飞两方面验证了方法的有效性。应用所建立的桨-涡干扰距离计算方法,着重分析了直升机纵向平面力以及飞行参数对旋翼桨-涡干扰距离的影响机理,并进一步计算了不同纵向平面力作用下的旋翼地面声场特性及影响规律。结果表明:合理施加纵向平面力、加速度等措施后,地面最大噪声降低约4dB。同时,还通过研究桨-涡干扰距离与飞行参数的影响关系,得到了一些对直升机低噪声飞行具有实际指导意义的结论。      

应用FLOQUET理论分析直升机旋翼-机身耦合动不稳定性

本文详细论述了求解周期系数微分方程的Floquet理论及其在直升机旋翼-机身耦合动不稳定性分析中的应用,建立了一套实用的计算方法。这种计算方法,不仅可以分析旋翼特性各向同性的情况,还可以分析旋翼特性各向异性的情况,尤其对于旋翼特性各向异性情况下的旋翼-机身耦合动不稳定性的分析,该计算方法是目前最为有效和可靠的方法。本文给出了旋翼特性各向同性和各向异性情况下直升机旋翼-机身耦合动不稳定性算例计算结果,分析了一个减摆器失效和减摆器阻尼特性存在差异度情况下的耦合系统的动不稳定性,并得出明确的结论。     

计算气动弹性在飞行器设计中的研究与应用

近年来,计算气动弹性(CAE)开始作为一个正式术语出现于一些研究文献中,用来描述耦合高精度的计算流体动力学(CFD)与计算结构动力学(CSD)分析气动弹性问题的方法。本文阐述了CAE方法的基本概念、计算流程及其耦合方法,着重分析了CAE求解计算需要解决的关键问题,介绍了CAE方法在飞行器设计中研究应用的发展状况,并展望了其未来的发展方向。     

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

天宫飞行器过渡流区高超声速绕流N-S/DSMC耦合计算

针对类天宫飞行器服役期满再入大气层多次解体过程残骸碎片绕流对气动特性干扰影响的问题,在数值求解N-S方程的CFD和DSMC方法程序研究基础上,采用MPC耦合处理原理,发展了基于Chapman-Enskog非平衡速度分布函数的耦合区域双向信息交换亚松弛计算技术,建立了适于残骸碎片两体不同间隔绕流干扰流场的N-S/DSMC耦合算法。对天宫飞行器两舱结构体在过渡流区低密度风洞试验状态进行了耦合计算,计算结果与风洞试验结果吻合很好,验证了所建立的耦合算法对再入解体残骸碎片气动特性计算的有效性和可靠性。通过对天宫飞行器解体碎片的简化外形球和球柱体在过渡流区高超声速两体干扰气动特性进行不同间隔绕流场耦合计算分析,结果表明,在一定的距离范围内,两体干扰会对残骸碎片的气动特性产生较强的影响,不同的残骸碎片外形在不同距离的干扰规律不一致。计算结果为天宫飞行器再入解体气动融合轨道数值预报提供设计依据。     

瞬态干扰分析

沿电源线或信号线传输的电磁干扰称为传导干扰。飞机上各电子设备之间或电子设备内各单元电路之间存在各种连线,如电源线、信号线以及公用地线等,这样就有可能使一个感性负载电路开关通断时产生的瞬态信号,沿着这类导线传输到其它设备或单元电路而造成干扰。本文阐述了瞬态信号产生的条件和检测手段,并介绍了瞬态传导干扰的抑制措施。     

粘流与无粘流的相互作用计算

本文总结了粘流/无粘流的各种计算方法和结果。重点在于介绍定常流动中的弱相互作用。首先叙述了弱相互作用的数学模型。给出了不可压流动和跨音速流动中粘流/无粘流相互作用的某些正耦合的计算结果。讨论了在分离区附近边界层正方法失效的原因。然后介绍了边界层反方法和适用于带分离的流动中半反方法耦合的粘流/无粘流的相互作用方法。文中也简单地总结了三维情况的应用和强相互作用。     

一种跨音速叶栅流场分析系统

本文建立了一种工程实用的跨音速叶栅流场分析系统,可进行跨音速叶栅无粘绕流和无粘流-边界层迭代计算。叶栅无粘绕流的计算以Denton拟流向“相对差分”方法为基础,y向采用松驰线性插值算法,所形成的解法能保证以较少的网点获得较准确的结果。边界层的计算采用积分方法,并考虑了紊流边界层的分离问题,文中还介绍了无粘流-边界层的耦合方式。应用本文方法对国内外多种压气机和涡轮叶栅进行了计算分析,所得结果与实验的吻合程度较好,因此,所提出的叶栅流场分析系统,可望为工程设计上实用的计算手段。     

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...     

低速实壁风洞壁压信息洞壁干扰修正法

本文简要介绍、推导了低速实壁风洞洞壁干扰修正壁压信息矩阵法的出发方程组及其具体的解,给出了试验结果修正公式及本文方法的数值模拟检验和模型试验检验结果与分析,并对模型后掠角、攻角,模型安装偏离风洞轴线的影响,洞壁干扰轴向迁移加速度效应的修正和试验段长度影响等问题作了计算、分析和讨论。     

具有Lipschitz非线性系统的航天器故障检测

对存在未知干扰的Lipschitz非线性系统,探讨了基于滑模观测器的执行器故障检测的方法。通过等价状态变换,可以得到2个子系统,其中一个子系统与执行器故障和未知干扰耦合,而另一个子系统则只与执行器故障耦合。在此基础上,提出了一种免受未知干扰影响,可对执行器故障敏感的滑模观测器设计方法。这种滑模观测器可以作为故障检测工具,而将其输出估计误差作为残差发生器,用于执行器故障检测。相比滑模观测器的故障重构方法,该方法大大放宽了对数学假设条件的要求。最后,对一个大攻角状态下的航天器的简化模型进行了数字仿真,仿真结果表明了所提方法的有效性。     

自适应直角坐标网格方法在耦合传热数值模拟中的应用

首先介绍了耦合传热计算区别于一般的导热和对流换热过程的特点,然后介绍了常用的计算方法应用于耦合传热计算遇到的困难及自适应直角坐标网格方法在耦合传热计算中的优势。最后用两个算例证明了采用自适应直角坐标网格方法数值模拟耦合传热问题是适用的。     

纵列式直升机双旋翼流场特性的自由尾迹分析

将旋翼尾迹模型与旋翼配平模型进行耦合求解,建立了一个分析纵列式双旋翼流场的迭代计算方法.为充分模拟双旋翼的干扰影响及桨尖三维效应,使用了畸变的自由尾迹模型,桨叶模型则采用升力面/涡格方法.应用该耦合方法,计算分析了纵列式直升机双旋翼在干扰状态下的尾迹结构及旋翼重叠区域的流场特性,并与单旋翼做了比较.计算表明,悬停时,纵列式双旋翼重叠区下方的下洗速度大于单副旋翼的诱导速度,但小于两副旋翼诱导速度的简单迭加;前飞时,随飞行速度的增大,尾迹重叠区域减小,两副旋翼相互间的干扰也逐渐减弱.     

二维流热耦合数值模拟程序及方法研究

本文发展了一套二维流热耦合数值模拟程序,流体域中采用结构化网格,固体域中采用非结构化网格,流体域和固体域耦合面上的网格为非匹配连接。为了使该程序能够同时模拟低速不可压流动,程序中还加入了预处理方法。此外,本文还发展了一种能较好保持通量守恒的界面插值技术,来处理流体域和固体域耦合面上的非匹配网格。数值计算结果与实验值或商业软件结果的对比表明:本程序中的预处理方法有效地改善了低速不可压流动下的计算收敛性和收敛精度,使本程序能够同时模拟高速和低速不可压流动;扩压器和叶栅的流热耦合计算表明本文程序在流热耦合计算方面具有较好的模拟能力,同时也表明本文发展的界面插值技术的可靠性。     

基于气弹耦合的旋翼桨涡干扰噪声预测方法

建立了基于气动/弹性耦合的旋翼桨涡干扰（BVI）气动和噪声分析方法。气动模型包括修正Beddoes尾迹模型和CFD模型,噪声计算采用基于声学类比法推导出的FW H（Ffowcs Williams Hawkings）方程,弹性桨叶动力学建模采用有限元方法。应用所建立的方法,对刚性的OLS（operational load survey）旋翼桨涡干扰状态的气动和噪声特性进行了计算,对比了两种气动模型在研究桨涡干扰问题的有效性;以弹性的HART Ⅱ旋翼为研究对象,分析了桨叶弹性、时间步长对桨涡干扰气动载荷和噪声的影响。结果表明:进行桨涡干扰计算时所采用的时间步长不宜超过2°。CFD方法由于固有的数值耗散,计算出的OLS旋翼噪声声压峰值仅为试验值的60%,而修正Beddoes尾迹模型能够避免数值耗散,且具有高效率的优势。考虑桨叶气动弹性能够提高旋翼桨涡干扰噪声的预测精度。