圆锥低超声速有攻角绕流非对称涡流的数值模拟与非线性分岔的研究

本文用数值方法研究了圆锥低超声速有攻角绕流的对称和非对称定常解,扰动响应以及在更大角时出现的准周期解问题。     

运载火箭动力冗余技术

概述了前苏联N-1火箭,美国土星系列,航天飞机以及法尔肯9运载火箭动力冗余应用情况,重点介绍了N-1火箭四次发射失利以及最终的事故原因,从现役运载火箭可靠性评估结果、运载火箭飞行故障统计结果和运载火箭动力冗余和非冗余可靠性的关系三个方面论证了动力冗余的必要性;提出了变推力方式和发动机贮备方式两种动力冗余方式,并分析了它们对运载火箭整体性能以及各系统的影响,最后梳理出实现动力冗余需要重点解决的关键技术。     

先进教练机三维工艺设计平台架构研究

沦述了航空制造业中数字化工艺设计的发展现状,分析了在三维业务需求下．当前教练机工艺设计系统所存在的问题及技术差距,并在此基础上提出了基于先进教练机平台的三维工艺设计集成系统总体构架技术方案,阐述了三维工艺设计支撑环境的构建,构建了基于数字量传递的三维工艺设计过程模型及三维工艺集成平台系统软件总体应用架构,对三维工艺设计数据库也进行了说明。     

一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性.      

基于MVC架构的航电系统软件研究与应用

针对大规模复杂航电系统软件的设计和开发,引入MVC(模型-视图-控制)的软件体系架构和设计模式,对软件行为主体进行持续抽象和封装,并在项目开发过程中迭代应用。研究结果证明,采用MVC架构很好的提高了软件设计和开发的可靠性、可扩展性和可复用性,增强了应用系统软件架构的灵活性和适应性。     

超声波喷水穿透法在先进复合材料检测中的应用

介绍了超声波喷水穿透法的检测原理及自行研制的四轴自动超声波喷水穿透C扫描检测系统.利用该检测系统对包括平板试样件,大厚度模压件,以及筒形结构件等先进复合材料进行超声波喷水穿透法检测,结果表明该方法对先进复合材料中存在的孔隙、裂纹、脱粘和分层等缺陷能有效检出.     

带扰流柱内冷通道对表面气膜冷却特性的影响

为了讨论内冷通道结构对表面气膜冷却特性的影响,通过数值模拟的方法,计算研究不同结构下,冷气流过带有扰流柱内冷通道对表面气膜冷却特性的影响,并研究冷气通道与燃气掺混后的冷却效果;采用六种不同结构的扰流柱与气膜孔排列方式,计算中吹风比的范围为0．1〈M〈2．0。结果表明：冷气通道内的扰流柱对进入气膜孔的冷气起到稳定作用,比冷气通道内不加扰流柱的气膜冷却效果好,而且扰流柱与气膜孔不同的排列方式对气膜冷却效果有显著影响,因此选择合适的排列方式有利于气膜冷却。     

一种铝锂合金搅拌摩擦焊接头力学性能及微观组织研究

研究了C24S-T8铝锂合金搅拌摩擦焊接头力学性能及微观组织。通过焊接工艺参数的优化,获得了无孔洞缺陷、焊缝质量优异的接头,强度系数约82%。拉伸时塑性变形及断裂集中于焊缝处。基材晶粒呈薄饼状,沿轧制方向拉长;焊核区为细小等轴的再结晶晶粒,平均晶粒尺寸约2.3μm,大部分晶界是大于15°的大角度晶界;热机影响区的晶粒在焊接过程中发生了偏转和变形。C24S-T8铝锂合金基材强化相包括T1相(Al2CuLi)、θ’相(Al2Cu)和S’相(Al2CuMg);热机影响区及焊核区内强化相完全溶解,造成硬度下降。     

折叠翼飞机的气动特性分析

常规飞机具有单一的最优性能,折叠翼飞机通过改变机翼的折叠角度来改变飞机的气动性能,从而能够更好地完成多种任务。对折叠翼飞机进行建模并运用计算流体力学软件进行数值计算,根据计算结果分析折叠翼飞机的气动性能。结果表明：机翼折叠角度的改变,对飞机的失速迎角、俯冲性能、副翼操纵响应和纵横向操稳特性等产生很大影响;飞机失速迎角在机翼折叠后变大,飞机机翼折叠后飞机俯冲更迅速。     

超声速飞机低声爆布局混合优化方法研究

声爆精确预测及低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一.将改进后的SGD(Seebass-George-Darden)反设计方法、声爆预测算法与遗传算法相结合,形成低声爆布局混合优化方法,利用遗传算法对SGD参数进行优化,得到具有较低声爆超压值和较大有效容积的等效截面积分布,进而得到低声爆布局方案.构建了低声爆混合优化设计环境,可以对方案的声爆水平、感觉噪声级、机体有效容积以及等效截面积分布等进行计算分析,在总体设计阶段具有较高的工程实用价值.优化后的方案采用连翼布局,钝形机头设计,优化后方案的声爆超压值降低了14.51％,机体有效容积增加了15.08％.由于尾部激波强度的不同,地面声爆感觉噪声级随滚转角的变化呈现先变小、后变大、再变小的趋势,对于尾部声爆波形还需进一步优化研究,以降低感觉噪声级.