斜激波与内凹半圆柱面无粘相互作用

针对三维内转式进气道流动中激波入射内凹壁面主导的复杂波系干扰问题，采用斜激波入射内凹半圆柱面的简化构型，在来流马赫数为6的条件下，通过无粘数值模拟结合理论分析，研究了激波角βi=14°～29°的斜激波在内凹半圆柱面反射形成的三维流场。结果表明，流场对称面均会出现显著高于二维情况的逆压梯度。当βi≤25°时，从侧壁到对称面，斜激波经历了从马赫反射（MR）到规则反射（RR）的转变，形成了MR-RR型流场，转变点处产生的桥激波向对称面延伸，桥激波在对称面反射后产生的压力峰值高于二维斜激波反射；当βi≥25°时，斜激波在侧壁和对称面均发生马赫反射，形成了MR-MR型流场，两种马赫反射分界点处产生的桥激波向侧壁发展，侧壁气流在对称面相撞后产生的压力峰值高于正激波后的压力；当βi=25°时，流场存在MR-RR型和MR-MR型双解现象。通过降维分析理论，揭示了两类流场中转变点和分界点的形成机制，并厘清了桥激波的产生原因和初期演化特征。当βi≥18°时，无粘激波干扰所主导的侧壁气流加剧向对称面汇聚，并在对称面附近产生流向涡对。无粘分析获得的认识，有助于揭示内转式进气道中流动汇聚和流向涡对等现象的形成机...     

激光脉冲能量作用下隔离段激波形态及发展控制的数值研究

为了寻求有效的流动控制方法来降低隔离段总压损失，本文基于非定常雷诺平均的Navier-Stokes方程，探究激光脉冲能量沉积对二维及三维隔离段流场马赫反射的控制效果。在来流马赫数分别为1.61和2.51的隔离段流场马赫反射上游，加入脉冲能量沉积，对比激励流场与基础流场，结果表明：能量沉积主要通过高温热核和其诱导的压力波两种方式对马赫反射结构施加作用，显著地影响了马赫反射结构，促使Ma∞ =1.61来流工况下马赫杆的高度减小，马赫反射强度减弱；Ma∞ =2.51来流工况下的马赫反射结构转变为稳定的正规反射，减小了总压损失。控制过程包括：(1)能量沉积产生的局部高温降低当地马赫数，减小马赫反射强度；(2)高温热核诱导的弓形波与马赫反射相互作用，马赫反射结构变形；(3)以反压形式影响马赫反射。     

斜爆轰波系在受限空间内的演变及其临界条件的数值研究

作为一种面向未来高马赫数吸气推进技术的新概念发动机,斜爆轰发动机的运行依赖其稳定的宏观波系结构。本文针对斜爆轰发动机简化模型,采用多组分基元化学反应流动数值模拟技术,数值分析斜爆轰波系在受限空间内的宏观结构特征及其演变,并进一步分析爆轰波系结构转变的临界条件。研究结果发现,随着楔面角度的增加,依次出现四种结构：激波诱导燃烧,斜爆轰波双规则反射,回流区马赫反射,楔面燃烧。对于稳定的波系结构,楔面压缩角同时存在下临界、亚临界以及超临界三种极限条件,在波系演变过程还伴随激波规则反射和马赫反射的转变。     

超声速流场的流线-特征线坐标变换与应用

为了求解二维平面弯曲激波波后流场,讨论并发展了一系列基于流线-特征线坐标系变换的流场代数计算方法。该系列方法依据二维平面流场中气流角、静压沿特征线近似不变的特点,可快速求解平面弯曲激波波后流场。其中,等气流角近似法适合模拟流线轨迹,等静压近似法适合求解波后流场参数。在此基础上,又提出了一种改进的等气流角-等静压混合方法用于计算弯曲激波波后流场。和特征线法对比,等气流角-等静压混合法计算得到的流场基本特征与特征线法得到的结果相同,在来流马赫数Ma=6和Ma=4情况下误差分别仅为0.5%和0.15%,证实了该方法在求解二维平面弯曲激波流场中的适用性。     

超声速喷流混合流场大涡模拟

以光学窗口外冷喷流为研究背景,采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,采用高精度WENO格式进行空间离散,并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致,来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构,并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析,揭示了流场结构特征及其时空演化规律,并获得了流场密度脉动特性。      

准定常强激波马赫反射波形的数值研究

应用DCD频散控制激波捕捉格式,求解二维、多组分、带有化学反应的Euler方程组,数值模拟了准定常强激波的马赫反射问题.研究结果表明:与经典马赫反射理论相比,在强激波条件下,激波诱导的气体分子振动激发和化学反应使马赫反射的三波点轨迹角变小、马赫杆高度变低、楔顶附体激波倾角变小;马赫杆的相对突出量随入射激波马赫数和楔角的增大而增大,而气体分子的振动、离解等真实气体效应能进一步加剧马赫杆的向前突出.     

展向宽度对激波入射平板反射类型的影响

激波干扰是高超声速飞行器气动布局和超燃冲压发动机设计中需重点考虑的局部干扰现象,当该现象发生时会产生复杂的波系结构,对流场行为特征产生影响,进而对飞行器物面载荷及发动机性能产生显著影响。采用数值计算方法针对斜激波入射平板问题,在固定来流马赫数5、单位雷诺数7.12×10⁶ m^-1不变的条件下,通过改变上下平板展向宽度研究了6个不同状态下的激波反射类型。结果表明在受限空间内必须考虑侧向溢流对激波反射类型的影响。随平板展向宽度增加,激波反射类型从正则反射逐渐过渡至马赫反射,且马赫杆长度变长并逐渐前移,直至导致内流道堵塞形成脱体激波。采用激波极曲线方法在激波入射角度固定的条件下对两种激波干扰类型的产生机制进行了分析,发现随激波强度增加两束透射激波极曲线上移缩小,进而造成波后流场参数匹配需求,激波反射类型逐渐从正则反射向马赫反射转变,得到了与数值计算结果一致的结论。     

一种组合发动机变几何进气道流场特性研究

对一种组合发动机变几何进气道各马赫数下不同几何形状的三维流场进行了数值模拟.研究了不同马赫数时进气道的流场特征及气动性能.结果表明:随着来流马赫数的减小,外压段的超声溢流不断增大,进气道的流量系数不断减小;第一道内压缩波及其反射点位置对组织管道内的流场有着非常重要的作用;当有反压作用时,会在扩张段内形成激波串,激波串的形状和位置与来流马赫数、反压大小及管道内的流动有关.研究结果对类似进气道的几何调节方式有一定的指导意义.      

内乘波式进气道内收缩基本流场研究

内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能.编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算.提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参数作为内收缩锥基本流场的性能评价参数.分析发现,内收缩锥基本流场流动特征与平面二维流动和外锥流动存在显著不同,该类流场流动损失与二维平面流动相当,但压缩能力强.内锥角、中心体半径比两个几何参数对流场性能的影响具有相似规律,给出了相应表达式,从而为内乘波式进气道的设计提供了依据.     

二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究

利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma₀=2.45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Ma_e>1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Ma_e<1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。     

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。