Duffing振子临界态性能研究

During振子临界态相变对弱信号检测研究非常重要,文中研究During临界状态的性能。介绍了随机微分方程理论关于噪声对系统周期态影响的分析;然后为克服存在的过渡过程,建立改进的系统仿真模型。通过仿真试验分析During振子临界态的性能,混沌态与大尺度周期态表现的性能差别深化了对混沌现象的认识;重点研究受噪声干扰的系统运动状态变化情况,得出系统运动越接近临界态越对噪声敏感,噪声越强周期态运动容易再次跃迁回混沌态,说明随机微分方程理论分析临界状态结果不正确;实验结果还表明,噪声是在某些特定条件下导致处于临界大尺度周期态运动的系统发生突变分又跃迁回混沌状态,值得进一步深入研究。     

基于数学模型的气动力数据融合研究

气动力误差来源复杂,气动力真值通常未知,气动力误差传递数学模型的建立非常困难,因此直接将信息融合技术应用于气动力数据融合目前还不可行。迄今为止,未见气动力数据融合的公开报道。本文首次提出了基于数学模型的气动力数据融合准则和方法。首先建立反映气动数据变化规律的数学模型,然后基于气动力数学模型,根据无论计算数据、风洞实验数据、还是飞行试验数据都必须满足气动力变化规律的原则,以气动力数据满足气动力变化规律的程度为依据,建立气动力数据融合准则和融合方法。算例表明,所建立的融合准则和方法是可行的。     

飞行器参数化几何建模方法研究

高超声速飞行器的概念设计阶段通常要综合考虑气动力、气动热、飞行弹道、推进系统、结构和控制等多个学科的设计因素,希望通过权衡各个学科得到一个综合性能最佳的设计,即多学科设计优化结果.参数化几何建模是优化设计的基础,本文开展飞行器参数化几何建模的方法研究,利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的方法,分别进行了两种飞行器几何外形的建模,并进行了初步的气动力计算.通过分析两种建模方法的特点,比较了两种方法在不同情况下的优缺点,提出了在飞行器概念设计阶段几何建模方法的一般选取建议.通过等弧度、等弧长的划分原则,完善了基于类型函数和形状函数方法所生成的表面网格质量.     

离心压气机无叶扩压段流路控制扩稳机理

为寻求叶轮-扩压器间无叶扩压段流路控制的扩稳机理,选取某离心压气机为研究对象,利用数值模拟的方法,通过流场分析解释其失速机理,并在此基础上重新设计无叶扩压段机匣结构,探讨一种有效流路控制扩稳方式.分析结果表明:将无叶扩压段机匣结构设计为先收缩后扩张型后,离心压气机稳定工作范围提高了2.8%,但绝热效率有所降低.      

尖劈诱导的斜爆轰波的精细结构及其影响因素

为了揭示斜爆轰的精细结构及其影响因素,基于带化学反应的Euler方程,利用五阶WENO格式,对尖劈诱导的斜爆轰进行了数值模拟。结果表明,在劈面的压缩下,斜爆轰波阵面被分为三种结构,依次是类ZND结构、单三波点阵面结构和双三波点阵面结构。同时,根据三波点的轨迹绘制了胞格结构,其中单三波点的轨迹为平行直线,而双三波点的轨迹为倾斜的蜂窝状结构。讨论了来流马赫数和尖劈角度对劈面压缩性的影响,随着马赫数和劈角的增加,尖劈的压缩更厉害,爆轰波阵面也就越光滑。     

前后级间距对随进战斗部影响的仿真分析

为研究串联战斗部前级装药对后级随进战斗部的影响,验证在现有导弹战斗部前端加装环形聚能装药的可行性,采用ANSYS/LS-DYNA软件进行了环形切割器对随进战斗部影响的数值仿真,在不同的前后级距离条件下,得到了随进战斗部的加速度、速度、位移变化和随进战斗部壳体和装药的最大应力值及其所在位置;仿真结果表明,在串联战斗部前后级相对静止时,不同间距条件下,环形切割器爆炸后形成的冲击波对随进战斗部加速度、速度、位移及壳体和装药的压力影响是不同的。     

基于TLBM-FVM耦合的飞行器舱内热环境跨尺度预测方法

舱内热环境的有效预测是优化飞行器热控与防热设计、减小系统冗余并保障飞行器热安全的重要基础。在国家数值风洞（NNW）工程支持下,针对目前舱内热环境多尺度、多机制复合传热特点及其数值预测面临的精度与效率提升难题,发展了多区域协同推进的时空耦合模型及流/固界面的自适应分辨率识别算法,建立了基于热格子Boltzmann方法（TLBM）与有限体积法（FVM）相互耦合的舱内复合传热跨尺度预测方法,开展了典型飞行器仪器舱的综合热分析,验证了耦合方法的计算精度及效率。研究表明,相关方法可实现舱内热环境的局部精细化与整体大规模的协同模拟,用于开展整体自然对流与设备局部热量传递的多尺度数值模拟,掌握不同环境参数对舱内热质传递过程的影响规律,从而为飞行器热防护/热管理一体化设计提供重要技术支撑。     

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。     

考虑轴向力影响的三点接触球轴承刚度特性研究

为探究三点接触球轴承刚度特性,针对某型船用燃气轮机动力涡轮后支承使用的三点接触球轴承,在考虑轴向力影响的情况下,运用数值方法求解并分析了运行工况横向载荷和转速以及结构参数滚动体个数和垫片角对轴承刚度特性的影响规律。结果表明:轴向力对轴承的刚度影响显著,随着轴向力增大,轴承横向刚度减小,轴向刚度增大;横向刚度随横向力与滚动体个数增大而增大;轴向刚度随内圈转速、滚动体个数与垫片角增大而增大;轴向刚度对横向载荷影响不明显。     

国外TBCC发动机进气道设计和试验研究综述

跟踪研究了国外涡轮基组合循环(TBCC)发动机进气道技术的发展和应用现状,列举了典型的进气道设计方案,总结了TBCC发动机进气道的关键技术,如模态转换技术、不同工作模式匹配技术、流场控制技术以及一体化技术。TBCC发动机进气道需开展大量试验研究以突破技术瓶颈,国外针对性地开展了相关试验,并取得一定成果。二元可调进气道和三维内转式进气道,是TBCC发动机进气道的主要发展方向。