航天大型薄壁结构装配制造尺寸精度预测与控制方法

大型薄壁结构的弱刚性导致其在制造过程中变形是影响尺寸精度的主要因素,如何对加工和装配过程零组件的偏差场进行精确预测与控制是提升制造质量、改进工艺参数的关键。本文针对大型薄壁结构制造与装配过程偏差场特性进行研究,提出适用于航天大型薄壁产品装配过程偏差场预测与控制方法。以基本变形模式的线性组合构建大型薄壁结构空间偏差场,考虑大型薄壁结构装配过程内应力的协调变形,以零件与装配体之间基本变形模式的映射关系建立大型薄壁结构装配过程偏差场预测模型。基于零件基本变形模式对装配体偏差的贡献量化值进行薄壁结构装配过程偏差溯源,提出两步寻优方法求解零件特定基本变形模式的最优控制点集,以最优控制点集的偏差调整实现大型薄壁结构装配过程的偏差控制,为航天大型薄壁结构装配过程的尺寸精度预测与控制提供理论基础与技术指导。     

大型客机涡扇发动机动力特性模拟

机体/发动机干扰问题是现代大型客机设计中必须考虑和解决的核心问题之一。长期以来,商用和in-house计算流体力学（CFD）软件,都是通过在发动机进气口设置质量流量比,排气口和外涵道设置总温比/总压比,建立动力特性模型来等效模拟机体/发动机干扰流场。在现有动力特性模型基础上,借鉴特征边界思想,将外涵道指定为特征边界,建立了一种新的发动机动力特性模型。采用轴对称超高涵道比涡扇发动机模型、轴对称涡轮动力模型以及某型客机带发动机模型对两种动力特性模型进行了系统的验证和确认,结果表明：两种发动机动力特性模型均能很好地模拟涡扇发动机动力效应,且计算结果与试验数据吻合较好,说明了两种动力特性模型的正确性、可靠性以及工程适用性。此外,所建立的新动力特性模型特别适合于大涵道比涡扇发动机的动力效应模拟,且可以在外涵道总温比、总压比等参数未知的情形下,评估发动机的动力特性,在实际工程中应用更广泛。     

风切变对无人驾驶飞机超低空纵向平飞特性的影响

本文研究了风切变对超低空无人驾驶飞机近地平飞纵向运动特性的影响,给出了带和不带自动驾驶仪时考虑风切变的飞机纵向扰动运动方程,计算出不同参数变化时特征根轨迹和扰动运动过渡过程曲线,揭示出有关风切变参数、飞机速度静稳定性参数和自动驾驶仪参数对飞机纵向动态特性的影响。     

飞机结构的耐久性与损伤容限设计

飞机结构设计思想随着航空技术的发展而不断进步,经历了从静强度、动强度、疲劳强度到断裂强度的变化过程,耐久性/损伤容限设计是当前飞机结构设计规范的核心方法.本文归纳了飞机结构设计思想的发展历程,重点讨论了耐久性/损伤容限设计的基本思想、基本理论和基本方法,有助于深入理解该设计思想的本质.     

AUSM+格式的改进

为了提高AUSM 格式对流场计算中激波和剪切流的分辨率,减小数值振荡和激波后数值过冲问题,本文在原有AUSM 格式的基础上经过数值研究分析,对AUSM 格式进行了声速、特征马赫数的处理方式,对网格界面马赫数等进行了改进,并用改进后的AUSM 格式求解了含有脱体激波、斜激波、剪切流、膨胀扇、及湍流边界层等流动特征的复杂流动.经典型算例检验证实,改进后的AUSM 格式对激波和剪切流的分辨率得到了加强,求解的准确性和收敛性有一定的提高.改进后的AUSM 格式继承了原AUSM 格式优点,计算处理问题能力增强,可以有效地应用于亚声、跨声和高超声流动的工程实际问题中.     

厘米级微型涡轮喷气发动机主要研究进展

厘米级微型涡轮发动机的发展日益受到重视。本文在总结国内外厘米级微型涡轮发动机研究动态的基础上，将其划分为3个大小级别。南京航空航天大学近年来对中等大小级别(直径6cm)微型涡轮发动机开展了系统的研究。本文给出了各主要关键技术的研究进展，包括：微型涡轮发动机总体设计技术，微流动实验及CFD技术，高速微转子动力学。微型涡轮、压气机、燃烧室等部件设计，微型涡轮发动机试车等。     

无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析

采用"照片三维复原技术"对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N-S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:该飞机进气道在鼓包顶点有一个起始压缩角,波后为等熵压缩面。研究认为,无隔道进气道的设计机理是在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布,在该压力梯度的作用下来流附面层被推向两侧并被排除。     

某典型二元高超声速进气道内二次流分析

对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析，将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较，二者吻合较好，表明数值模拟方法正确，结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律，在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡，角涡的形成、发展与近壁激波／侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况，提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差，激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道，也要关注二次涡的存在和发展。     

程序调参飞行控制律的研究与展望

概述了飞行控制律设计的几种主要方法。通过对比自适应飞行控制律和程序调参飞行控制律，总结了处于飞行控制器设计领域主导地位的程序调参飞行控制律的主要优点和不足．并就程序调参技术在现代飞控领域的研究现状及其在某先进飞机中的实际应用进行了介绍。最后，针对现代飞机的飞行特点，展望了程序调参飞行控制律今后可能的发展方向。     

抽吸孔板的气动实验及附面层抽吸数值模拟

 为了给附面层抽吸提供可靠的抽吸边界条件 ,通过对孔板厚径比t/d =0.1～ 2.67,开孔率ε =6.3%～ 23%的多孔板进行实验 ,建立了附面层抽吸孔板小孔马赫数与孔板前后压差、孔板厚径比、孔板开孔率间的关系。发现随着孔板前后压差的加大 ,小孔马赫数增加 ,当孔板前后压差达到一定值时 ,小孔发生壅塞 ,小孔马赫数不再变化 ,孔内流动达到壅塞状态。与此同时 ,总结出了附面层抽吸孔板小孔马赫数的经验公式。为了进一步检验所得经验式的准确性 ,还用实验所得经验式作为附面层抽吸边界条件 ,对来流马赫数分别为1.98,1.58和 0.8三种情况下的附面层抽吸流场进行了数值模拟。计算结果准确反映了超声来流和亚声来流条件下的附面层抽吸的流动特征 ,抽吸流量与Willis和Syberg的实验结果吻合较好 ,表明给定的附面层抽吸边界条件是正确、可行的。