舰载导弹垂直冷发射系统哑弹砸舰问题研究

舰载导弹垂直冷发射技术广泛应用于多国海军舰艇武器系统,空中不点火导弹（＂哑弹＂）对载舰的危害是舰艇安全中必须要考虑的因素。考虑＂哑弹＂运动的主要影响因素为导弹出筒速度、出筒倾角和风速,据此建立典型舰载导弹垂直冷发射过程的＂哑弹＂弹道数学模型,计算在不同风速和风向、导弹不同出筒速度和载舰不同横摇角度情况下＂哑弹＂的运动轨迹,分析计算＂哑弹＂在各种因素及其组合作用下落到载舰上的概率。     

国产NH(YT) -1蜂窝在直升机复合材料夹层结构中的应用分析

按积木式试验验证程序验证了国产NH(YT) -1蜂窝在直升机复合材料蜂窝夹层结构中应用的可行性,为NH(YT) -1蜂窝在蜂窝夹层结构中的应用提供了依据.     

基于混合RANS/LES方法与FW-H方程的气动声学计算研究

在气动噪声的数值计算过程中,非定常流动的求解精度对声学计算结果有着重要的影响.以机体噪声计算的标准算例双圆柱绕流气动噪声问题为研究对象,采用基于非线性k-ε湍流模型的限制数值尺度(LNS)方法对双圆柱绕流进行了数值模拟,将计算得到的气动特性和流动特征与相应的试验结果进行了对比分析.为了求解远场观测点处的气动噪声,在精确求解双圆柱绕流流动的基础上结合基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比方法进行数值计算,并通过圆柱体的展向相关性对计算结果进行了修正,将得到的最终结果与相应的声学试验结果进行了对比,两者吻合良好,表明该数值方法是准确、可靠的.     

人体代谢耗氧模拟方法研究

利用沸石分子筛对氧气和氮气选择性吸附的特性,提出了分子筛吸附-解吸模拟密封舱内人体消耗氧气的方法,研制了能够模拟5人耗氧量的试验装置,并对装置的富氧气体氧浓度、密封舱内气体成分吸附情况、耗氧模拟精度及补氮气功能等进行了测试和分析,经环控生保系统集成性能试验的使用考核,装置出口富氧气体氧浓度可达93%以上,耗氧模拟精度优于5%,基本不消耗密封舱内的其它气体成分,能够较好地模拟人体对氧气的消耗。结果表明:分子筛耗氧模拟方法精度高,对密封舱内气体成分影响小,装置工作稳定性好,适用于长期载人航天任务中密封舱环境参数控制能力的研究。     

基于DSP和CAN总线的发动机电子控制器核心电路模块研究

为了满足复杂控制算法和分布式控制的需要 ,提出一种基于数字信号处理器 ( DSP)和控制器局域网( CAN)总线的电子控制器核心电路模块的设计方案 ,并进行了工程实现。阐述了硬件设计和软件设计中的关键技术问题 ,并通过实物在回路仿真实验 ,验证了本核心电路模块设计方案的可行性。该模块也可作为飞 /推综合控制、分布式控制等需要高性能计算能力和实时数据通信能力的核心电路模块使用     

被动孔隙控制的数值模拟研究

被动孔隙控制是一种在飞行器表面压力分布差别较大的若干区域开孔,将其下的通风腔连通进行表面压力自由调节,从而实现气动噪声、激波诱导附面层分离甚至气动力与力矩控制的技术。孔隙控制的数值模拟可对每个开孔都生成网格,但计算量非常大。为节约计算开销,可根据孔洞流动细节,建立孔隙边界模型,推导孔隙边界条件。本文在自主研发的RANS方程数值模拟框架下,结合该边界条件完成了孔隙外流场的数值模拟。模拟结果与文献实验数据相当吻合,证明孔隙边界条件完全可用于被动孔隙控制的数值模拟研究,同时也显示被动孔隙控制是一种大有潜力的气动控制手段。     

人椅系统绕流流场的数值模拟

以某种成熟型号的弹射座椅为研究对象,对其进行合理简化、改进,获得了接近实体的人椅系统几何模型.借助CFD软件FLUENT,采用控制容积法,对N-S方程、壁面函数、标准湍流方程进行了求解.在验证计算数据与实验数据相吻合的基础上,考察了马赫数为0.2,0.6,1.2,攻角为0°60°,偏转角为0°30°条件下可压缩人椅系统绕流流场情况,得到了人椅系统绕流流场的流速、压力、马赫数、表面压力及气动力参数分布情况和变化规律.结果表明:高马赫数、零攻角、大偏转角对人体造成的损害程度最大.      

H型截面细长杆件颤振稳定性试验研究

通过节段模型与气弹模型风洞试验,研究了不同腹板开孔率的H型细长结构的风致颤振失稳特性.试验中H型杆件的腹板与翼板宽的比值为2.4,试验研究均在均匀流中进行,来流风为横桥向时定义为0°风偏角.节段试验研究发现,腹板开孔的细长H型截面杆件在20°风偏角附近较低风速下即可发生扭转颤振失稳,发生扭转颤振失稳的风偏角区间受腹板开孔大小影响明显.腹板开孔率38%的模型在0°附近及10°＜β＜30°偏角区间存在扭转颤振失稳,开孔率27%的模型颤振失稳区间为10°＜β＜30°,而14%开孔率的模型颤振失稳区间仅为15°＜β＜25°.腹板无开孔的模型在0°≤β＜10°偏角内较低风速下即可发生弯曲驰振,风偏角增大后,个别偏角下会发生扭弯颤振.腹板开孔为14%与27%的模型试验中没有观测到弯曲驰振现象,而开孔率为38%的模型在80°≤β≤90°偏角内可发生弯曲驰振,可见适度的腹板开孔可有效改善细长H型截面杆件的弯曲驰振稳定性.开孔率为27%的气弹模型试验验证了节段模型扭转颤振失稳及驰振稳定性的结果.     

基于航班延误概率的鲁棒性飞机排班模型

飞机排班是影响航空公司运营成本的一个重要因素,对飞机进行合理排班,既可以最大化地提高飞机的利用率又可以减少航班的延误。首先简略介绍了国外的一些关于飞机排班问题（FSP）的研究方法,并给出关于飞机排班问题的经典模型;其次,在此基础上提出了基于延误概率的鲁棒性飞机排班问题的模型;最后,根据一个航空公司的数据,利用Grover算法的改进算法计算出模型的结果。分析结果表明了该模型及其算法的可行性以及决策的鲁棒性。     

带涡轮级间次燃烧室混排涡扇发动机的超声速性能研究

为了满足超声速客机长时间巡航飞行的推力需求,研究了混排ITB（inter-stage turbine burn-er）涡扇发动机的性能参数随高、低压转子转速的变化关系,并采用调节高、低压转子转速作为双变量控制规律,获得了混排ITB涡扇发动机主要的性能参数随转子转速的变化关系。采用双转速控制的组合调节方案,混排ITB发动机在超声速飞行条件下实现了宽广而且连续的推力输出。