双喷管STOVL飞行器升力突降动态过程的三维数值模拟

针对双喷管短距/垂直起降(STOVL)飞行器升力突降问题,采用基于雷诺平均的k-ε湍流模型模拟STOVL飞行器气动流场,研究STOVL飞行器吸附力、附加升力对升力突降的影响.获得了稳、动态过程吸附力曲线,研究表明:吸附力由喷管外侧卷吸夹带流动产生的低压区决定,附加升力对升力突降的影响较小.在稳态过程无量纲高度小于3.5,吸附力占飞行器升力10%以上.对比稳、动态过程,发现动态过程吸附力大于稳态过程,在无量纲高度为2时,两者相差最大,为20.6%.主涡的运动和发展迟滞是造成稳、动态过程吸附力差异的原因.      

项目资源配置的管理

以提升项目资源管理能力为目标,在系统工程技术和项目管理的基础上,从资源的配置和使用角度对项目资源的配置管理方法进行了探索研究,提出了完善项目资源配置管理的方法。为促进航天项目管理能力的提升提供参考。     

高超声速轴对称进气道多目标优化设计

以高超声速轴对称进气道为研究对象,对进气道型面进行参数化设计,选取一般二次曲线饱和度、一般二次曲线控制线、过渡圆弧半径、喉道拐角、喉道等直段长高比、中心线控制参数、当量锥角7个参数作为设计变量对进气道进行了多目标优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立进气道在设计点下总压恢复系数、出口畸变两个优化目标与设计参数之间的Kriging代理模型,采用第二代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对代理模型进行分析求解。结果表明:进气道型面在经过多目标优化设计后,在设计点下进气道总压恢复性能提升263%,出口畸变指数减小2757%。     

EESS应用于舰面舱口盖除冰的可行性分析

现有的舰面露天甲板的除冰方法往往需要消耗大量的电力,有时还要用一些人工方法来辅助除冰。而排水孔和疏水管道都极易结冰,常用的融冰方法在甲板上很可能重复结冰,难以达到除冰效果。文中,作者借鉴美国成功应用于飞机机翼前缘除冰的一种设备EESS,该设备功率消耗小,除冰更有效,可靠性更高,改装更方便,生产及维护费用低。作者在文中对EESS应用于舰面舱口盖除冰的可行性进行了分析。     

高速热喷流条件下二元收扩喷管扩张段壁面冷却的初步试验研究

在高速热喷流条件下 ,对二元收扩喷管超音段壁面的冷却进行了初步试验研究。采用的冷却方案共有3种 ,分别是缝隙式、离散孔式和波纹板式气膜冷却方案。得到了各冷却方案喷管的壁面压力分布、壁温分布和红外辐射特性。结果表明 :冷却气流对喷管壁面压力分布影响较大 ,不同冷却结构的壁面压力分布特点不同。通过冷却 ,各喷管的壁温和红外辐射强度明显降低。其中缝隙式气膜冷却和波纹板式气膜冷却冷却结构的冷却效果比较好     

两种涡扇发动机排气系统红外辐射特性的比较

针对弹用涡扇发动机，计算和比较了3μm-5μm波段轴对称分开排气喷管和轴对称混合排气喷管的红外辐射特性，并与模型实验的结果进行了比较。结果表明，两种类型的排气喷管在红外辐射的空间分布和光谱分布特性方面具有相似的特征，但是红外辐射强度的数值有较大差别；内、外涵混合排气，可以显著降低喷管空腔、尾喷流和整个排气系统的红外辐射。     

三种典型翼型边界层稳定性对比分析

为了便于工程上翼型的选取及优化,本文针对三个典型翼型边界层稳定性进行对比分析。首先采用eN方法对翼型SD8020进行转捩预测,并采用萘升华实验法检验数值计算的准确性。再利用该数值方法对比了三种典型翼型上表面的转捩位置、不同弦长雷诺数下的压力系数分布、扰动增长率以及最不稳定扰动波的频率。分析结果表明,在相同弦长雷诺数下,NACA0012最先发生转捩,而NACA64-204和RAE2822都保持着较长的层流区;压力梯度对扰动增长有很大影响;同一翼型随弦长雷诺数增长,转捩点雷诺数变大,而不是工程上常采用的固定值。     

后掠翼模型混合层流控制实验研究

利用前缘吸气和顺压梯度,在对称后掠机翼模型上,实现了混合层流控制.在连续式跨声速风洞中,研究了气流马赫数和雷诺数对转捩位置的影响,研究了前缘吸气流量及流量分配对层流控制效果的影响.实验过程中,利用壁面冷却方法,扩大了层流区和湍流区的壁面温度差,利用埋入式安装的热电偶测量了表面温度分布,确定了转捩位置和层流区范围.结果表明,前缘吸气具有良好的层流控制效果,可以使层流区范围显著扩大.前腔吸气流量对层流控制效果影响很大,后腔吸气流量影响较小.     

高超声速强预冷航空发动机技术研究进展

高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。 调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结;详细介绍 了中国在强预冷航空发动机热力循环设计分析、紧凑强预冷器设计制造和试验、超临界氦叶轮机设计、宽域进排气系统优化设计 及高效燃烧等技术方面的最新研究进展。国内外已有研究表明：高超声速强预冷航空发动机原理先进、综合性能优异,多项核心 技术已取得重大突破,无“卡脖子”难题;中国可进一步开展强预冷航空发动机核心系统和整机集成验证,提升强预冷航空发动机 技术成熟度,为水平起降重复使用高超声速飞行器研制提供有力支撑。     

辅助进气激励器强化喷流混合的数值模拟

对采用高动量的辅助进气激励器和“常规”激励器强化的高速、大尺度喷流混合进行了数值模拟研究。对比了辅助进气激励器和“常规”激励器吹气射流对流向涡、喷流拍动、阻塞面积的影响,分析了合成射流强化喷流混合的流动滞后现象。结果表明:合成射流强化喷流混合中的辅助进气激励器在吹气时间、吹气动量、峰值动量比方面要明显优于“常规”激励器。合成射流强化喷流混合由激励器迟滞和流场迟滞两部分组成。“常规”激励器和辅助进气激励器射流峰值动量都滞后于活塞峰值速度时刻19.5%,流场滞后峰值动量时刻5%左右。相比于“常规”激励器,采用辅助进气激励器的“小突片”堵塞面积较大,强化喷流混合的效果更好。