Rotor Airload and Acoustics Prediction Based on CFD/CSD Coupling Method

An advanced airload and noise prediction method based on computational fluid dynamics/computational structural dynamics(CFD/CSD)coupling for helicopter rotor has been developed in this paper.In the present method,Navier-Stokes equation is applied as the governing equation,and a moving overset grid system is generated in order to account for the blade motions in rotation,flapping and pitching.The blade structural analysis is based on 14-DOF Euler beam model,and the finite element discretization is conducted on Hamilton′s variational principle and moderate deflection theory.Aerodynamic noise is calculated by Farassat 1 Aformula derived from FW-H equation.Using the developed method,numerical example of UH-60 Ais performed for aeroelastic loads calculation in a low-speed forward flight,and the calculated results are compared with both those from isolated CFD method and available experimental data.Then,rotor noise is emphatically calculated by CFD/CSD coupling method and compared with the isolated CFD method.The results show that the aerodynamic loads calculated from CFD/CSD method are more satisfactory than those from isolated CFD method,and the exclusion of blade structural deformation in rotor noise calculation may cause inaccurate results in low-speed forward flight state.     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。     

航空铆钉连接件的抗冲击性能

以分离式Hopkinson拉杆装置为基础,设计了特殊的铆接试验件,对MS20615铆钉的铆接结构开展了动态加载下不同加载角度、不同加载速率的力学性能试验。结合其准静态试验结果,获得了铆接结构在纯剪切、30°拉剪耦合、45°拉剪耦合、60°拉剪耦合和纯拉伸试验下的力学性能参数。试验结果表明,加载角度、加载速率对铆接结构的失效载荷与失效模式有显著的影响。在试验结果的基础上,使用有限元软件LS-Dyna建立了铆接结构的简化模型,对比了试验和数值模拟得到的铆接结构载荷-位移曲线,并对简化数值模型进行了网格相关性分析,验证了简化的铆钉单元模型的可行性。     

某型涡桨发动机吹风流场计算与试验对比

为评估安装于某型飞机的某涡桨发动机吹风流场,针对其装机状态,采用UG软件建立实体模型及流域计算模型,采用ICEM软件对流域进行网格划分,采用Fluent软件进行吹风流场稳态数值模拟,湍流模型选择S-A模型,转动域及静止域采用动参考系模型进行参数传递。为验证计算模型及计算方法的准确性,对发动机吹风流场的关键点风速进行了试验测量,结果表明:无量纲速度差基本在0.15内,单发在4.32 m高处无量纲速度差0.17,双发在6 m高处无量纲速度差0.3,吻合程度较好。验证了计算模型、计算方法的可行性,可进一步推广应用。     

具有地面效应理想车体三维绕流的研究

考虑理想车体与地面相对运动的基础上,建立地面效应模型。采用标准k—ε两方程湍流模型对理想车体外流场进行数值模拟。并对数值模拟结果进行了研究分析。     

模糊控制和神经网络相融合的研究及其在家电产品中应用

综述了模糊控制和神经网络相融合的研究，列举了若干种由神经网络实现模糊规则和模糊控制器的方法．这些利用神经网络的模糊控制器，能自动地辨识控制规则和校正隶属函数．最后叙述了该方法在家电产品中的应用。     

泡状隔板对涡轮叶片内冷通道换热和流阻的影响

为增强涡轮叶片内部通道的换热、减小流动阻力,提出了一种新型的泡状隔板结构。通过实验与数值模拟相结合的方法,研究了等热流边界条件下泡状隔板结构的半径以及形状对通道换热和流阻特性的影响,并与直隔板进行对比,实验结果表明:在研究范围内,对称型泡状隔板结构能够大大减小通道流动阻力,随着泡状结构半径的增大,减阻效果增强;不对称型泡状隔板结构只在半径最大时能减小流动阻力;泡状结构对于换热的影响并不明显。实验结论可以为涡轮叶片内部冷却通道的优化设计提供理论依据。     

制冷剂类型对机载蒸发循环系统性能影响

为给直升机机载制冷循环系统制冷剂的选择提供借鉴,首先以某直升机现有空调系统为例,依据其系统及部件参数,在VapCyc软件中建立制冷系统模型。然后选用不同制冷剂,改变冷凝器侧入口空气温度、冷凝器/蒸发器侧风量及压缩机转速,得到系统制冷系数(Coefficient of performance,COP)及制冷量。分析得到相同工况下,R134a与R1234yf的COP值相差不大且最高,R407C次之,R32与R410A结果相近且COP值最低;制冷量从高到低依次为R32,R410A,R407C,R134a和R1234yf。在机载制冷系统研究初期,应先满足系统制冷量的要求,故认为在选择机载空调制冷剂时,优先考虑R410A及R407C。另外,冷凝器侧风量、蒸发器侧风量及压缩机转速等参数对系统制冷量及COP均有较大影响,设计制冷系统时应慎重确定。     

风云四号卫星双程测距系统精密轨道确定

针对我国新一代静止轨道卫星风云四号高精度轨道计算需求,地面跟踪系统设计了多台站双频双程测距模式。详细给出了信号传播介质改正中的电离层与对流层处理方法,并给出了风云四号卫星动力学轨道确定策略。在非变轨期间,采用动力学定轨方法。轨道确定残差分析,测量噪声均方根优于0.5 m。通过轨道重叠分析,非变轨期间精度优于20 m。动量轮卸载期间,采用估计经验力的方法,其定轨残差优于1 m。对多弧段数据处理表明文中方法满足同步卫星双程测距模式下的高精度轨道跟踪问题。     

航空航天用纳米碳复合材料研究进展

对航空航天用纳米碳复合材料及其多功能特性的研究进展情况进行了综述,阐述了国内外研究者们在纳米碳复合材料及其多功能特性方面取得的重要成果,并系统地综述了纳米碳复合材料在多尺度增强、电磁屏蔽、智能驱动、隔热、传感方面的研究工作。最后展望了纳米碳复合材料在航空航天领域中的潜在应用。