直升机旋翼悬停流场的粘性数值模拟

在旋转坐标系下求解可压缩NS方程,对Caradona-Tung旋翼的跨声速悬停流场进行了数值模拟,计算中采用嵌套网格方法,并且应用了多重网格技术加速流场收敛。计算结果表明,多重网格技术显著改善了流场的收敛效率,计算量仅为单重网格的四分之一。文中同时还对无粘和粘性流场进行了对比,NS方程考虑了物面的粘性作用,能正确模拟出激波和边界层的干扰现象,计算得到的桨叶表面压力分布与实验值更加吻合。     

乙烯燃烧简化化学动力学模型及其验证

采用“准稳态”方法,从乙烯燃烧的详细化学反应动力学模型出发,建立了包含20个组分和16步总包反应的简化化学动力学模型。为检验动力学模型的有效性,在我国同步辐射实验室燃烧站上开展了乙烯／O2／Ar的层流预混火焰组分测量。应用一维数值方法对实验结果进行了模拟,计算的组分分布和实验测量数据进行了对比。结果表明：简化反应动力学模型能有效地再现详细基元反应模型的反应机理,具有较高精度;但采用乙烯详细化学动力学模型计算结果与实验测量还存在一定的差异,需要进一步改进。     

基于扩展单脉冲比的拖曳式诱饵存在性检测

诱饵的存在性检测是对抗拖曳式有源雷达诱饵干扰的前提,也是决定抗干扰效果的重要因素.当导引头雷达发射多个不同频率的脉冲信号时,在一定的检测处理时长内目标回波信号幅度服从瑞利分布,而诱饵干扰信号则是幅度固定的.基于导引头雷达波束内诱饵存在导致的回波特征变化,通过提取诱饵存在/不存在两种情况下雷达接收回波信号的幅度特征差异以...     

带凹腔钝头体第IV类激波干扰特性研究

采用激波风洞实验与数值模拟相结合的方法,对高超声速带凹腔钝头体的第IV类激波干扰非定常振荡特性进行了考察和分析。结果表明,随着入射激波与弓形激波相对位置的不同,第IV类激波干扰既可能出现稳定的波系干扰结构,也可能出现较为剧烈的非定常振荡现象。在实验条件下,观察到了高频前后振荡和低频上下振荡两种不同的振荡模式。数值模拟结果与实验吻合较好,超声速射流与凹腔的耦合作用在振荡过程中起到了关键作用。     

等离子体激励控制激波与边界层干扰流动分离数值研究

针对高超声速进气道激波与边界层干扰流动分离控制问题,提出了一种低功率重频非定常激励方式,并基于雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,从唯象学的角度出发,将等离子激励简化为功率密度源项,对比研究了定常与低功率重频非定常等离子体气动激励的作用机理与控制效果。结果表明:定常激励的能量沉积作用对于激波控制非常有效,并可诱导出斜激波,但是对于流动分离控制而言,其能量沉积显然过于强大,反而会使流动分离更加严重,无法满足控制要求;当采用低功率重频非定常激励方式时,对于不同功率密度的情况均存在最佳激励时长与频率,当功率密度为5.0×109W/m3时,最大射流速度可以达到895m/s,并且可以在一定程度上减弱激波与边界层干扰流动分离。      

超临界压力正十烷对流传热实验及计算研究

针对主动冷却超燃冲压发动机的实际工作条件,利用电加热管设备开展了超临界压力正十烷流动和传热特性实验,目的在于获得适用于发动机传热设计的燃料对流传热关联式。管子材料为不锈钢、内径1．5 mm、外径3．0mm、长度1300mm。采用K型热电偶测量管壁沿程外壁温。实验中正十烷压力约4．0～4．3MPa,温度约335～870K,流量分别为0．93、1．24和1．86g/s。正十烷的流动经历了层流、过渡和湍流3种流态。采用最小二乘法拟合实验数据,获得了正十烷在3种流态下的传热关联式。通过外壁温计算值与实验值的对比,验证了本文给出的传热关联式的适用性。     

疏水涂层表面防冰效果的结冰风洞实验研究

采用结冰风洞实验的研究方法,对不同疏水涂层表面的防冰效果进行了研究,建立了综合考虑结冰外形、结冰速率和结冰强度等量化参数的防冰效果评估方法。实验研究表明,硅橡胶的防冰效果并不明显,但添加16烷的硅橡胶却显示出了更好的防冰效果,因此,在高分子涂层中添加小分子材料是一种值得探索的防冰涂层研究方向。疏水涂层只能降低结冰速率,无法完全杜绝材料表面的结冰现象,需要对涂层配方及其防冰机理进行更深入的研究,才能获得更好的防冰效果。研究结果对于防冰理论和技术的发展具有现实的意义。     

成败型一次抽样检验方案算法的等价变形

在确定成败型试验方案时,为解决用尝试法选择可靠性一次抽样检验方案时工作量较大的问题,将确定方案时使用的累加方程组等效为一种可方便利用计算机来进行求解的积分方程组.证明了2组方程组的等价性,给出了相应的计算机求解算法,同时指出了国标所给出的试验方案没有兼顾使用方和承制方双方风险相当,并且也没有提供双方风险不同时的试验方案的不足.针对国标中这些问题,提出了相应的试验方案制定原则.实例验证表明使用该算法和该试验方案制定原则,能够对于工程上任意给定的参数,制定出合理的成败型试验方案.     

基于高斯伪谱法的火星表面上升燃耗最优轨迹设计

火星上升器的设计与其轨迹设计紧密相关,而现有方法大都将MAV(Mars Ascent Vehicle)的分级优化和轨迹优化解耦计算,其计算效率低且鲁棒性较差。提出了一种基于高斯伪谱法的两级MAV分级与轨迹耦合多阶段优化算法,它以MAV的发射总质量最小为目标函数,并考虑了MAV设计约束、MAV的质量模型约束、轨迹的路径约束和控制约束等限制条件。利用该方法可以同时求得发射总质量最小的两级MAV分级参数和一条燃耗最优的上升轨迹,解决了由于不合理的两级MAV分级设计导致的轨迹优化算法无法收敛的问题。数值仿真结果表明该方法具有较快的收敛速度,且对初值选取的敏感度较小、具有较强的鲁棒性。