基于HyperFLOW平台的客机标模CHN-T1气动性能预测及可信度研究

近年来,针对实际飞行器外形的CFD气动性能预测及可信度研究逐步得到重视,国内也召开了第一届航空CFD可信度研讨会(AeCW-1)。本文首先基于自主研发的CFD软件平台HyperFLOW对NACA0012翼型低速绕流进行了网格收敛性研究,验证了软件对简单湍流问题的模拟能力且具备良好的网格收敛性。其次,针对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1,选用其中的两个算例:(1)定升力系数的网格收敛性研究;(2)考虑模型支撑和模型静气动弹性变形的抖振特性研究,研究了计算结果的网格收敛性及模型支撑、静气动弹性变形和湍流模型等对气动特性预测精度的影响。结果表明:观测精度阶和网格收敛性指数显示数值结果具有良好的网格收敛性和可信度;是否考虑模型支撑对力矩的预测精度影响较大,引入尾撑和弹性变形后,数值结果与实验结果吻合较好;对于CHN-T1标模,采用QCR关系式对原始SA模型进行修正对标模力矩特性有一定影响。     

高超声速ISR平台乘波外形优化设计及需求验证

对乘波构型在高超声速ISR平台气动外形设计上的应用问题进行了研究。基于高超声速ISR平台的总体参数,对锥导乘波体进行了参数化几何建模。以升阻比和容积率为优化目标,采用正交试验设计方法、非线性回归模型和粒子群算法对锥导乘波体进行了多目标优化设计。选取Pareto前沿中的4个特征点作为高超声速ISR平台的初步气动外形,采用数值计算方法对其进行了性能分析,并对设计需求进行了初步验证。研究结果表明:上下表面"双凸"、两侧近似机翼的乘波体在保持较高升阻比的同时又具有较大的容积率,满足航程、载荷和起飞重量等设计指标的需求,可用于高超声速ISR平台气动外形设计。由于航程指标值较大,对燃油结构质量比的要求较高。     

理想导体表面电磁散射的高阶微扰解

针对经典微扰法（SPM）求解粗糙表面电磁散射特性存在的问题，提出了一种基于二维表面场的一阶和二阶展开近似高阶微扰算法。用该法计算了高阶表面场分量的全极化后向散射SPM解和二阶场分量对水平极化双站及后向散射系数的修正解。研究了不同粗糙度下掠入射时高阶SPM求解的双站散射系数，以及不同方位角下高阶场量的散射特性。通过对合成场的修正，解决了近掠入射条件下散射系数计算的误差。数值计算结果证明该算法有效。     

法兰连接密封结构的贮存可靠性分析

确定了固体火箭发动机法兰连接密封结构的失效模式，并用多模式结构可靠性分析方法对法兰连接密封结构的可靠性进行了分析和评估，给出了对接密封结构的可靠性随时间的规律，以及长期贮存的可靠寿命。     

互相关景象匹配系统的正确匹配概率研究

首先阐述了景象可导航性分析的定义，指出正确匹配概率是评价景象可导航性的重要指标；接着假定预处理后的基准图和附加噪声是零均值随机场。然后从图像的内容性质和其统计特性两个方面出发进行了，给出了基于景象灰度相关匹配的自主导航系统的正确匹配概率的一个估计模型。通过遥感图像的大量试验结果表明：该匹配概率的估计模型优于一般的仿真模型，从而为景象匹配自主导航系统的设计提供理论和应用基础。     

平流层浮空器快速部署平台的建模与仿真

针对目前平流层浮空器的部署方案中存在着放飞条件限制较多、升空过程中风险较大和部署时间较长等风险和不足,基于弾载弹射技术提出一种新型浮空器快速部署方案。该方案通过运载器将部署平台投放到预定空域,系统经过分离、减速伞减速、空中充气、展开等阶段,完成浮空平台的快速部署。通过分析系统构成和工作流程,建立了能够反映充气展开过程中,伞-艇-充气机构相互作用的多体动力学模型,并通过仿真计算校验了系统方案的可行性。研究结果表明：该方案能够实现平流层浮空器全天候快速部署。     

主动式活塞凝胶流量标准装置的建立

凝胶推进剂是一种非牛顿粘弹性流体,具有粘度高、压力触变性等特点,在发动机实际试车中采用了科氏力质量流量计对凝胶推进剂在实际管路中的流量进行测量。西安航天计量测试研究所结合凝胶推进剂本身的压力触变特性,对凝胶流量计的校准进行了深入地研究。基于主动式活塞液体流量标准装置的结构,通过增设加压/泄压装置,加装在线密度计,设计了一套针对火箭发动机凝胶流量计的标准装置。该装置可以充分模拟凝胶流量计的实际使用工况,实现凝胶流量计的实流模拟校准,进而提高了瞬态流量的测量准确度。本套凝胶流量标准装置具有流量稳定、重复性好及测量范围大等特点,其质量流量测量范围为19.44~3 611 g/s,完全满足我国航天发动机在实际热试车和高空模拟试车中对凝胶推进剂质量流量测量的要求。     

HTPB推进剂高应变率粘弹性本构模型研究

为分析HTPB推进剂在高应变率条件下的力学响应,开展了推进剂分离式Hopkinson压杆(SHPB)实验,得到了不同温度(-40~25℃)和应变率(700~2050s-1)下的应力-应变曲线。结果表明,HTPB推进剂在高应变率条件下具有显著的温度和应变率敏感性,且随着应变率的增加和温度的降低,推进剂的应力逐渐增加。在Burke模型基础上,结合超弹性和粘弹性理论,建立了一种考虑温度和高应变率效应的本构模型。通过不同温度和应变率条件下实验结果与本构理论预测对比,验证了本构模型的有效性,可为固体推进剂药柱点火瞬态结构完整性分析提供理论依据。     

不确定飞行环境下的滑翔制导炮弹方案弹道优化

滑翔制导炮弹因体积和成本所限存在控制能力有限的问题,有必要对其方案弹道加以合理的设计,为此提出一种不确定飞行环境下的弹道优化方法以降低方案弹道对各类随机干扰的敏感度。建立了模型偏差、滑翔启控点参数偏差、气动参数偏差及气象偏差等不确定性因素的数学模型,推导出计及随机干扰的滑翔弹动力学系统雅可比矩阵的解析表达式,利用线性协方差分析法,得到了系统误差传播方程,进而建立了不确定飞行环境下的弹道优化模型。利用Chebyshev伪谱法将弹道优化问题转换为非线性规划问题,在此基础上采用内点算法(Ipopt)获得了方案弹道的最优解。仿真结果表明,与不考虑不确定因素的设计方法相比,采用本文方法设计出的方案弹道,纵向和侧向位移散布方差明显减小,显示出对随机干扰更好的抑制效果。     

基于研制信息的测试性验证试验方案研究

针对现有测试性验证试验方案需要较大故障样本量的问题,提出了一种利用研制信息制定测试性验证试验方案的新方法。首先,在二项分布经典抽样模型的基础上,运用证据理论方法,研究了基于测试性试验数据、测试性预计结果和专家经验等研制信息的基本信任分配函数的构造方法,建立了基于融合不同种类研制信息的测试性验证试验方案,并确定了该方案的存在性,给出了方案的确定方法,最后开展了案例应用研究。由于充分考虑了研制信息,因此在确保有较好的验证效果的条件下,与传统的试验方案相比,该方法可以明显减少故障样本量,或在样本量保持不变的情况下有效降低双方风险。