耐烧蚀材料结构重构及其内部流动与传热研究

为了研究耐烧蚀材料内部的输运现象,论文使用多点统计方法中的Snesim重构了三种2D多孔介质,并使用格子Boltzmann方法(LBM)模拟了不可压条件下2D多孔介质内的流动与传热现象。模拟结果表明:Snesim方法能够获得耐烧蚀材料的孔隙结构,且资源消耗少;多孔介质内的流动与传热现象与多孔介质结构相关,简单多孔介质中,速度和温度的分布相对比较均匀,复杂多孔介质中,不均匀的流动对温度分布有显著影响。      

双模态冲压发动机中的模态转换研究综述

在以双模态冲压发动机为推进装置的高超声速飞行器的加速过程中,燃烧室内的释热量及其分布必须做出相应的调整,使得发动机从亚燃模态转换为超燃模态。在模态转换过程中,由于燃烧室下游边界条件突然从热力壅塞状态变为无壅塞状态,其壁面压力分布会发生明显改变。这将使作用在飞行器上的推力和动量发生突然变化,可能会导致飞行器失去控制。因此,如何实现不同燃烧模态的平稳转换,是燃烧室设计中的技术难点。本文详细介绍了双模态冲压发动机中不同燃烧模态的定义和判定准则、模态转换的实现方式、模态转换的机理,以及在模态转换时可能存在的激波反射结构转换迟滞和火焰结构转换迟滞现象。      

红外热图在高超声速低密度风洞测热试验中的应用概述

围绕大极角情况下模型表面温度的测量、红外热图测热精度的提高、模型物面坐标与红外热图像素位置对应关系等问题,对近年来在高超声速偌氏密度风洞开展的红外热图测热工作进行了总结,给出了一些实用、简单、经济的方法。为验证上述技术,在高超声速低密度风洞开展了用红外热图技术与热电偶同时测量一平板带劈薄壁模型表面的气动加热率分布以及半球圆柱模型红外测热数据与DMSC计算结果的比较。不同手段获得的数据与红外测热数据相互验证的结果表明：这些技术的解决,有利于红外热图技术向工程化实用化迈进。     

电离层对民航卫星导航应用影响分析

对于应用卫星导航的民用航空运行而言,电离层是一种最为复杂的导航误差影响因素。由于电离层存在模型复杂、异常扰动和闪烁、电离层风暴的特性,尤其在太阳活动期间,可对民航导航带来致命性的影响,影响航空正常运行,国际上针对消除电离层误差提出了单一模型、相对定位以及广域增强等方法,目前国际民航组织也在开展电离层数据收集和构建区域电离层模型的工作。针对电离层形成原因与特性、消除电离层手段、电离层对民用航空导航的影响以及相应的解决措施,提出了民用航空消除电离层误差的方法和设想。     

进口预旋条件下波瓣混合器强制掺混机理

以波瓣混合器为研究对象,通过试验和数值计算的方法研究了其强制射流掺混的机理及进口预旋对射流掺混的作用机制.结果表明:κ-ωSST模型能较好地模拟波瓣射流掺混过程;波瓣贯穿区径向压力梯度所诱导的大尺度流向涡在射流掺混过程中起支配作用;与轴向进气工况相比,进口预旋导致附加流向涡对及中心锥下游回流区的形成,强化了射流涡系间相互作用,加速了射流掺混过程.     

LPP低污染燃烧室两相喷雾燃烧数值研究

提出一种带有多点燃油直接喷射双环预混旋流(TAPS/MLDI)头部的贫油预混预蒸发(LPP)低污染圆筒燃烧室,为了获得该燃烧室两相喷雾燃烧流场与燃烧性能,利用Fluent数值研究三种LPP燃烧室头部方案和四种进口工况.计算结果表明:(1) LPP燃烧室头部冷态流场存在中心回流区、角落回流区和唇口回流区,流场结果与PIV试验结果吻合较好.(2)在头部方案不变的情况下,工况从100％推力下降到7％推力时,出口平均温度逐渐下降,污染物NOx排放相应减少.(3)在进口工况不变时,头部方案B燃烧性能相对最优.(4)热力型NOx的生成速率与燃气温度超过1950K区域的大小和最高燃气温度直接相关,热力型NOx的生成主要分布在火焰锋面附近.     

齿轮瞬态温度场的仿真分析

以直齿圆柱齿轮为研究对象,基于能量守恒定律和傅立叶定律推导了齿轮瞬态温度场的导热微分方程,根据定解条件确定了齿轮各个界面边界条件,运用有限元方法和传热学理论建立直齿圆柱齿轮模型,加载边界条件,并对其瞬态温度场进行仿真,得到了不同周期的温度场分布和节点温度变化曲线,系统地分析了其温度场随时间的变化.结果表明:温度随着啮合周期的增多而增高;在啮合阶段节点温度有一急剧升高,在退出啮合后进入非啮合阶段,温度逐渐降低;啮合阶段温升大于非啮合阶段温度的下降,该节点温度总体趋势升高.分析结果符合实际,为齿轮的热分析奠定了坚实的基础.     

某民用大涵道比涡扇发动机风扇缩尺试验件气动性能数值仿真

根据某民用航空发动机大涵道比风扇1/2缩尺试验任务的需求,利用三维数值模拟软件对该风扇缩尺试验件各个转速下的内、外涵气动性能进行了数值仿真分析,并对缩尺几何、弹性恢复角及涵道比等参数对风扇缩尺试验件内、外涵气动性能的影响进行了对比分析.结果表明:该风扇缩尺试验件各转速下的内、外涵性能都基本达到设计指标;几何缩尺分别引起了风扇外涵、内涵设计点的效率分别降低了1.26%,0.77%;80%转速下,叶尖弹性恢复角减小0.36°使风扇外涵稳定工作裕度扩展了4.04%,但近设计点总压比和效率均有所衰减;双涵道风扇在不同涵道比状态下,内、外涵相互影响,流量-总压比及流量-绝热效率特性是在一定范围内的曲线带.      

基于设计变量空间范围自适应优化设计方法研究

通过对翼型优化设计方法的研究,对设计变量在设计空间的分布进行了探讨,建立了设计变量空间范围自适应优化设计方法,解决了优化设计模型建立过程中的设计变量空间范围的选择问题.该方法建立了聚集度的概念,利用聚集度对优化设计过程中设计变量在设计空间内的分布规律进行统计分析,并根据统计分布规律对设计变量的设计空间进行调整,将设计变量重构,实现了优化设计过程中的设计变量空间自适应.该设计变量空间范围自适应优化设计方法,一方面能够在给定的条件下扩大搜索范围来搜索满足工程设计需要的最优解,一方面又能够通过对设计变量的重构提高搜索算法的搜索效率.利用该方法对NACA 0012和NLF(1) 0416翼型进行了优化设计,并与固定设计变量空间范围的优化设计方法进行对比分析.优化结果验证了本文提出的优化设计方法具有一定的可行性,可以在更大范围内找到最优解,并具有较高的优化搜索效率.     

Jerk模型用于高速机动飞行器跟踪的性能分析

针对高速机动飞行器的跟踪应用,对SJ(Singer Jerk)、CSJ(当前统计Jerk)、MCSJ(修正当前统计Jerk)和αJ等4种主要Jerk模型进行了综述。比较了它们的建模假设、设计参数以及实际应用时的限制因素。基于UKF(无迹卡尔曼滤波)算法,分别在单台和2台雷达的测量条件下,在3种滤波参数集设置下,利用各模型对近空高速滑翔飞行器进行了跟踪仿真。飞行器真实飞行轨迹根据简化动力学方程通过四阶龙格库塔数值积分方法得到。仿真结果表明:4种模型都具有很好的初值鲁棒性;在目标弱机动段落,4种模型具有较好的参数鲁棒性;但在强机动段落,SJ、CSJ、MCSJ等3种模型的参数鲁棒性很差,滤波误差发生严重突跳,αJ模型的参数鲁棒性最好。针对高速机动飞行器的跟踪应用,αJ模型的综合性能最优,而MCSJ模型最差。