应用气动力修正技术的静气动 弹性发散计算

将气动力修正技术应用于静气动弹性发散计算与分析中.根据三维翼面定常气动压力分布数据,获取压力修正因子以及下洗修正因子,对基于平面偶极子格网法的定常气动力影响系数矩阵进行压力修正和下洗修正,并采用模态法对某翼面进行静气动弹性发散的计算.结果表明:由于三维翼面定常气动压力分布的气动力中心与偶极子格网法的气动力中心相比更靠近前缘,因此压力修正和下洗修正后的翼面发散速度较修正前均有所降低.      

一种太赫兹机电波导开关的设计

针对太赫兹频段卫星通信系统对信号传输及切换的需求,设计了一种工作于114 GHz～173 GHz频段的无间隙C型机电波导开关。首先,采用等效电路理论进行传输线匹配设计,并分析了波导口宽边和窄边错位对电压驻波比的影响;之后,依据导体损耗理论分析了金属壁电导率对插入损耗的影响,并运用HFSS软件对通道长度、表面粗糙度等因素进行参数敏感性分析;最后,提出了一种新型扼流槽加载方式。结果表明：开关的驻波比与弯曲半径成正比,考虑到定子强度及小型化设计,应选择合适的弯曲半径;采用银镀层有利于提高插损指标,且在太赫兹频段,为降低插入损耗,微波通道的表面粗糙度应优于0.8 um。最终,在114 GHz～173 GHz频段,开关的电压驻波比小于1.1,插入损耗小于0.45 dB,隔离度大于80 dB,耐功率为3000 W,满足设计要求。     

含孔层合板剩余强度估算的应力场强法工程简化模型

开孔的存在会显著地降低复合材料结构的强度。基于应力场强法的思想,提出了一个预测含圆孔复合材料层合板剩余强度的工程简化模型。采用大量试验数据,对本文提出的应力场强法模型与其他典型的特征距离法模型进行了评估分析。结果表明,应力场强法和平均应力准则法预测能力要优于点应力准则法和损伤区域准则法,应力场强法预测值与试验吻合程度略优于平均应力准则法。     

飞翼无人机低速着陆状态抖振响应研究

基于RANS方程和SST湍流模型,采用飞翼无人机升力系数判据、俯仰力矩判据和表面极限流判据等对抖振始发迎角度进行了预测估计。基于较为详细的结构模型和气动模型,构造了结构与气动的耦合求解技术,同时采用弹簧近似光滑和局部重构组合方法对气动的动网格技术进行更新;然后分别在时频域内分析了飞翼无人机的抖振载荷响应。研究结果表明:基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各类判据预计刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角可以得到较为合理的结果;采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些;而表面极限流判据方法能给出翼面气流流动的细节,采用此判据可以分析对比不同迎角下的翼面气流流动变化情况;与气动弹性及嗡鸣响应相比,抖振是一种强迫振动,其响应频率并不单一。     

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求,提出了一种新的旋翼动态尾迹模型,并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系,每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度,可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为,并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例,通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析,验证了本文模型的正确性和实时性,并得到了一些新的结论。     

基于Greenwood叶间燃烧室实验模型的数值计算

为分析新型叶间燃烧室的燃烧性能,以叶间燃烧室试验模型为研究对象,用Realizable k-ε湍流模型、非预混PDF 燃烧模型,数值模拟了燃烧流场特性。燃油颗粒大部分在环形腔顶部区域蒸发混合,火焰在环形腔底部连通,形成旋流燃烧,涡轮径向斜槽内出现温度较高的火焰区。涡轮径向斜槽结构以及主流的卷吸作用对燃烧产物与一次气流的掺混存在影响。贫油燃烧方式工况燃烧性能较优,富油燃烧方式工况的径向平均出口温度线型较好。计算结果与相同操作条件下的试验结果符合较好。     

燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的研究进展

随着高超声速飞行器的发展,未来高性能动力装置的燃烧室温度和压力将越来越高,当燃烧环境达到超临界时,液态燃料的蒸发和燃烧过程将涉及高梯度传热传质和临界相变等复杂因素,使得雾化、蒸发和燃烧规律发生改变。本文对燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的相关研究进行了综述,总结了已有的重要研究成果,阐述了研究中急需解决的关键问题,为后续深入研究提供参考。     

基于扇区负荷约束的管制移交间隔多目标优化模型

繁忙扇区的容量随着交通复杂性的改变而动态变化,现有的基于确定容量的管制移交间隔管理策略不再适用,且动态容量下频繁改变移交间隔也不利于空中管制指挥。本文首先通过将交通复杂性转化为管制工作负荷参数,解决移交间隔改变导致的容量动态变化问题,建立基于扇区负荷的容量流量匹配模型。其次设计管制移交间隔策略稳定性表征函数,提出以策略稳定性和延误成本为目标的管制移交策略优化模型和智能算法。最后基于昆明机场进近扇区实际数据进行仿真验证,证明本方法可以获得一组帕累托最优解,能够为流量管理部门发布管制移交策略以供决策支持。     

BT16钛合金渗氢压缩试样中的剪切带

为了深入了解渗氢及变形速率对BT16钛合金冷镦性能的影响,采用光学显微镜(OM)和显微硬度的方法,研究了BT16钛合金渗氢压缩试样中的剪切带。结果表明：在300 mm/s的压缩速率下,中心区变形流线与剪切带保持平行;在75 mm/s的压缩速率下,剪切带中心区与剪切变形过渡区边界模糊,变形流线与剪切带呈一定的小角度。在300 mm/s的压缩速率下形成的剪切带中心区显微硬度值近似为常数,且低于基体硬度值,剪切带中心区与基体之间存在一个硬度值线性增加的过渡区。对剪切带形成过程进行了分析,提出了利用变形流线计算剪切带最大应变的方法。     

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。