可压缩流动SIMPLE算法压力修正方程边界条件处理探析

可压缩粘性流体Nivier-Stokes方程SIMPLE算法求解中压力修正方程起着关键的作用.提出从连续性方程本质出发确定压力修正方程边界条件的方法.通过对双圆弧(凸包)通道内流场的计算验证了方法的正确性.     

电液比例阀控补偿同步系统设计

阐述了设计的一种计算机控制的电液比例阀控补偿同步系统的阀控补偿同步系统的硬件组成和工作原理,着重介绍了系统控制软件的模块设计,实验结果表明,该系统是可行有效的。     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82．5°,实验迎角范围12°～32°,侧滑角范围-10°～＋10°,实验雷诺数1．66×106。实验结果表明：在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力／力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力／力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。     

基于冲突解脱的碰撞风险研究

自由飞行是解决航路拥挤问题的一种有效方式,因此在自由飞行环境下对飞行碰撞风险进行研究显得尤为重要。分析了在自由飞行空域中实施飞行冲突解脱策略后的转弯航路碰撞风险;考虑了所需通信、导航和监视性能以及飞行速度偏差,建立了基于冲突解脱的碰撞风险评估模型。通过算例分析了冲突解脱角度、水平间隔与飞行碰撞风险之间的关系,结果表明碰撞风险评估模型能很好地对自由飞行空域中实施冲突解脱后的碰撞风险进行评估,验证了模型的可行性。     

大型飞机供配电系统可靠性评估与分析

飞机供配电系统的可靠运行是关系飞机飞行安全的关键因素.以某供配电网络为例介绍了一种适合大型飞机复杂供配电网络的可靠性评估方法,并对该供配电网络的可靠性指标进行了评估和分析.该评估方法利用图论的知识,首先将飞机配电系统抽象为网络图;然后采用深度优先搜索法求出电源点到负荷点的最小路集,进而求出相应的最小割集,找出系统运行的...     

TC6钛合金在电流加载条件下的动态强迫剪切力学性能研究

微直流电通过强迫剪切动态加载过程中的TC6钛合金,首次研究了电流对TC6强迫剪切动态力学性能的影响规律.结果表明:直流电能够在一定程度上延迟TC6钛合金发生绝热剪切破坏失效,在相同的应变率下,即降低了TC6钛合金的绝热剪切敏感性.研究结果表明,一定强度的直流电能提高TC6钛合金绝热剪切带局部的热传导速率,在一定程度上降低了TC6在动态加载条件下的热软化效应,进而使得应变强化效应在更长的承载时间内高于热软化效应.因此,一定强度的直流电能降低TC6钛合金的绝热剪切敏感性,使TC6推迟发生绝热剪切破坏.     

民用航空动力技术风险评估的量化方法

通过层次分析法和质量功能展开,将用户对先进民用航空发动机的总需求逐层展开到具体技术并求得其权重,同时采用技术成熟度等级对各具体技术的风险水平进行量化,综合具体技术的权重和风险值计算得到整个发动机的总技术风险.该方法不仅可以评估整机系统,对其部件系统同样有效.以某型在研涡扇发动机的涡轮部件为例,应用该方法对其进行数值模拟,得到了定量的技术风险评估结果.     

超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算

通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角.     

超声速流场中侧向射流的数值研究

通过数值方法研究拱柱体上侧向射流与超声速来流的相互干扰,为侧向射流喷管出口横截面几何形状的设计提供依据,实现高速飞行器机动飞行的姿态控制。采用多块嵌套网格并行算法,数值求解Navier-Stokes方程以及k-ω湍流模型,分别对四种不同横截面形状(相同面积的圆形、椭圆形、楔形以及倒置楔形)的射流喷管出口形成的流场进行了研究。圆形喷管出口的流场数值计算结果与实验结果相一致,表明本文采用的数值方法可靠以及网格分布合理。对比物面压力分布和射流干扰放大因子发现,对于长轴与来流垂直的椭圆形喷管出口,在射流上游一侧的物面附近形成较大的分离区以及较强的激波,由此产生的高压区有利于侧向射流对飞行器姿态的控制。