基于适航符合性的翼身融合布局客机客舱布置设计

基于适航符合性，结合结构空间限制，从过道宽度、最大并排座椅数、应急出口布置、应急撤离、乘务员座椅布置、洗手间和厨房布置等方面，对某翼身融合布局客机方案的客舱布置开展设计，得到了382座典型两舱布置方案，该方案具有2对机头A型出口和4个机腹A型出口，4条纵向通道和5条横向通道。该布局可以满足适航标准对过道宽度、最大并排座椅数、应急出口类型、应急出口均布性、应急出口通路、乘务员数量、乘务员视界等相关要求。通过与座级相当的常规客机对比，该布局纵向和垂向空间舒适性较高，公务舱座椅排距约多出58%，靠近舱室壁板的乘客头部空间约多出4%~18%；但横向空间舒适性稍差。通过应急撤离仿真系统分析，该布局满足"90 s应急撤离"要求。     

基于TDLAS的气体检测技术研究

TDLAS技术由于其非接触性、高灵敏度、在线响应速度快等优点,而成为当前气体浓度在线检测技术的重要发展方向之一。确定分子吸收线型函数是应用该技术的前提条件,但是目前尚没有有效的方法在线测量分子吸收线型函数,以至严重影响了TDLAS技术的测量精度,限制了其应用范围。因此,通过吸收光谱理论和波长调制理论研究TDLAS技术中谐波特征参数与分子吸收线型函数的关系,推导出蕴含分子吸收信息的谐波通项表达式,利用谐波信号间的关系特征来消除背景信号、激光强度、调制系数等因素的影响,建立了一种基于谐波信号的绝对吸收强度测量算法。以CO2分子和H2O分子在6982cm-1附近的谱线为例进行数值分析和实验研究,仿真和实验结果表明,根据算法测得的分子吸收光谐波信号谱与理论吸收光谱之间的相对误差不超过5%,进一步提高了TDLAS技术的测量精度,拓宽了其应用范围。     

平面交叉口混合交通流建模与仿真

在混合交通条件下,交通参与者成分复杂,各种交通方式速度各异,交通冲突频繁.特别是在交叉口机动车与非机动车相互干扰,带来了安全、效率、污染等多方面问题.本文首先介绍我国混合交通流的特点,然后对自行车个体微观行为进行定性的描述分析.通过对实际信号交叉口的调查研究,和对机动车流率与非机动车到达与释放规律的模型建立与定量计算.分析总结出平面交叉口机非干扰的一般规律和冲突避让原则.根据实测数据,结合视频处理和统计软件的使用通过计算直行与左转非机动车换算系数,提出了改进的机动车延误时间模型,并通过使用VISSIM3.6进行微观仿真验证了模型的有效性.     

逆行地球同步轨道特性探索

为了探索逆行地球同步轨道在主要环境力作用下的轨道特性,给出了适合进行数值仿真的轨道动力学模型,并以先进的RKDP方法进行求解.对所得仿真数据利用求和取平均的方法去除摄动力产生的短周期效应,通过分析去短周期项后的数据揭示出了逆行地球同步轨道的演变特点.     

火箭深弹水下减阻技术研究

基于Fluent软件,对火箭深弹的水下减阻技术进行了研究。提出了火箭深弹中部补气的减阻方式。通过对下潜速度和通气量2个影响因素的分析,得到了火箭深弹在8～100 m/s速度范围的流场计算结果。计算结果表明,中部补气能有效地减小阻力,最大减阻效率达到25%;火箭深弹在水中所受阻力随通气量的增大而减小,在通气量相同的条件下,减阻效率随下潜速度的减小而增大。计算结果与实验结果基本一致。     

含多裂纹对接板应力强度因子三维有限元分析

应力强度因子（SIF）分析是含多部位损伤（MSD）结构的裂纹扩展分析及寿命预测的基础,对于连接结构采用简化模型难以考虑次弯曲、铆钉变形等因素影响。本文建立了含MSD对接板的三维有限元模型,研究了不同损伤模式、设计构型和约束条件下的裂纹尖端SIF分布特性以及随裂纹长度的变化规律。结果表明,孔边裂纹Ⅰ型SIF起主导作用,Ⅱ型和Ⅲ型SIF可忽略不计;由于次弯曲效应,SIF从外表面到内表面近似呈线性关系逐渐增加;MSD裂纹之间存在较强的干涉作用,且裂纹间距离越短数量越多,干涉作用越强;SIF随拼接板厚度增加呈先增加后降低的趋势,原因是拼接板刚度和铆钉柔度对铆钉载荷传递有一定影响;采用埋头铆钉会使SIF值增加,且内外表面差异变得更大;反翘曲约束对裂纹尖端SIF均值影响很小,但能显著降低SIF沿厚度方向的变化。     

一种新的烧蚀热响应算法在质量估算中的应用

针对预测飞行器再入过程中气动热流引发的烧蚀热响应导致热防护罩表层材料质量损耗的问题,研究了热防护罩的几何模型和烧蚀质量估算的方法,通过建立三自由度再入轨迹动力学方程,应用修正的牛顿流体理论计算气动系数,以及Detra-Kemp-Riddell和Tauber-Sutton理论计算驻点热流密度和热辐射,利用一维非线性热传导方程模拟了碳化材料的烧蚀过程,提出了基于Newton-Raphson和TDMA的烧蚀热响应算法估计飞行器热防护罩质量损耗的方法。通过分析,实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度连续动态变化的预测,能够有效替代热平衡积分法,估算的烧蚀质量为优化热防护罩的几何模型和再入轨迹提供了参考依据。     

高超声速飞行器表面横缝旋涡结构及气动热环境数值模拟

针对高超声速飞行器表面横缝内部流动,通过求解可压缩Navier-Stokes方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的CFD软件,利用该软件对横缝进行了数值模拟。研究表明,对于缝隙内黏性起主导作用的低速流动,通常需要密度足够充分的网格才能获得较好的计算结果。收敛后的壁面热流与文献实验热流吻合较好;缝隙内部旋涡个数近似与缝隙深宽比成比例,与文献中的有关结论完全一致。缝隙壁面热流分布受旋涡结构影响,会出现波浪式变化。因此,合理捕捉旋涡结构对于缝隙壁面热流的数值模拟有着重要意义,本文CFD软件对高超声速飞行器表面横缝的计算结果具有较高可信度。     

振动信号的幅值和相位计算方法分析

给出了基于Kaiser窗FFT频谱法、正弦逼近法和全相位时移相位差法计算振动信号幅值和相位的计算方法,并使用三种方法分别对单一的正弦信号以及混有噪声和其它频率的正弦信号进行了测试。通过测试数据对三种方法的信号处理效果进行了分析比较,阐述了不同计算方法的优缺点。比较结果显示具有抑制频谱泄漏和＂相位不变性＂的全相位谱分析结合高精度相位差法而得的全相位时移相位差法精度更高,应用范围更广。     

高超声速升力体飞行器等离子体鞘数值模拟

为探究高超声速再入过程中通信“黑障”的影响因素,基于一种化学反应平衡气体组分模型,采用有限体积法求解三维全N-S方程,数值方法采用AUSMPW+格式和LU-SGS隐式求解方法,模拟典型球锥体的高超声速流场,得到的电子数密度分布同RAM-C II飞行试验数据吻合良好。并针对一种升力体外形飞行器进行计算,选取高度范围35~55〖KG*9〗km、马赫数12~25、攻角10°~30°共14个飞行状态,得到了不同状态下的飞行器周围的电子数密度分布情况,对比分析发现电子数密度值与飞行高度、马赫数以及攻角的大小关系密切。