UML在空天反导作战概念建模及仿真中的应用

针对空天信息直接支持反导作战问题,着重描述了统一建模语言UML在反导作战军事概念建模中的应用;详细建立了空天信息直接支持反导作战的用例图,顺序图,状态图等.最后结合空天反导作战系统给出其具体的仿真过程,证明提出建模方法的高效性.     

连续旋转爆震波的瞬时传播特性

开展氢气/空气连续旋转爆震试验,并计算连续旋转爆震波的瞬时传播频率与传播速度,统计其相对标准偏差,并以此作为爆震波瞬时传播过程稳定性的评价标准,研究推进剂流量对连续旋转爆震波瞬时传播特性的影响.结果表明:在当量比为1.0时,空气流量由321g/s增加至505g/s,连续旋转爆震波的平均传播频率由4.60kHz升高至5.33kHz,平均传播速度由1445m/s增加为1674m/s;连续旋转爆震波瞬时传播频率的相对标准偏差则由4.00%减小至1.69%,这表明连续旋转爆震波在较大的推进剂流量下的传播过程更加稳定.      

过冷大水滴飞溅特性数值分析

针对过冷大水滴（SLD）撞击结冰表面的飞溅现象,开发了基于欧拉法的二维算法程序,该程序将LEWICE飞溅模型和FENSAP飞溅模型耦合到水滴流场控制方程中进行求解,实现了对SLD撞击特性的准定常计算。根据水滴飞溅模型中对于飞溅生成子水滴质量和速度等信息的定义,通过定义控制方程中的源项,将其耦合到控制方程的求解中,进而研究水滴飞溅效应对于撞击特性的影响。研究发现,由于水滴的飞溅作用,导致翼型壁面附近的液态水含量（LWC）分布发生变化;通过对上述两种典型的SLD飞溅模型进行计算分析,发现了SLD撞击特性的一些共性和不同,并揭示了SLD撞击效应的一般特点。     

复杂弹头目标微运动的建模与仿真

通过对雷达目标旋转微运动的分析,推导了点源目标的微多普勒频偏计算公式.以静态电磁理论建模为基础,提出了锥旋弹头的动态电磁建模方法,仿真得到锥旋弹头的RCS回波,并用时频方法对回波进行了分析.仿真结果与理论计算对比,证明了理论推导的正确性.     

吸气式连续旋转爆震与来流相互作用

以加热空气为氧化剂,氢气为燃料,开展了吸气式连续旋转爆震试验,研究了连续旋转爆震与来流的相互作用。通过测量隔离段和爆震燃烧室压力,发现了3种相互作用类型:类型1:连续旋转爆震对空气来流不产生影响;类型2:空气来流中存在高频压力振荡,且主频与连续旋转爆震波的传播频率相同,但来流总压不变;类型3:空气来流中存在与连续旋转爆震波传播频率相同的高频压力振荡,且来流总压升高。初步对比了爆震燃烧室尺寸的影响,结果表明随着爆震燃烧室面积的减小,连续旋转爆震对来流的影响增强,影响区域也向上游扩展。     

直升机实用涡环状态边界的确定

通过模型旋翼试验得到了合理的直升机涡环边界判据，并由此计算得到了直升机通用涡环状态边界。为验证该边界，进行了试飞验证工作，并得到了一些新的结论。综合试验研究、理论研究和试飞结果，提出了直升机下降飞行的“两线三区”的概念，便直升机涡环边界图更加合理，更为实用。     

直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏，高正通过模型试验得出的理论涡环边界线，研制开发了一套涡环状态边的机载测试设备，制定了一套飞行试验方案，在R22直升机上进行了飞行试验，通过试飞，明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动，摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理，得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角，本文首次提出了涡环状态过渡区的概念，指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速，便可有效改出涡环状态，同时也得出结论，直升机一旦陷入涡环状态，如不施加有效操纵是不会自行退出的，并且愈来愈严重。     

结冰风洞环境对喷嘴雾化特性的影响初步研究

喷雾系统是结冰风洞中进行云雾参数模拟的核心设备,其雾化喷嘴的性能直接影响结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。结冰风洞运行过程中的压力、温度、风速以及雾化水滴的温度、初始粒径等均会对进入试验段的云雾参数的最终状态产生影响。在0.3m×0.2m 结冰风洞和喷嘴低压试验台上,针对不同风洞运行环境对喷嘴雾化性能的影响进行研究,测量了风洞运行的压力、气流速度、雾化水滴的温度、初始粒径等对粒子蒸发速率及喷嘴性能包线的影响。研究结果表明:风洞的气流环境对云雾粒子的 MVD值影响较大;风洞的气流速度及粒子的初始温度越高,云雾粒子的雷诺数越大,其蒸发速率越大;环境压力对喷嘴的粒径和包络线影响较大,随着环境压力的降低,喷嘴的流量-粒径包络线整体收窄,但对喷嘴的流量影响不大。     

悬停状态电控旋翼噪声主动控制试验

为研究电控旋翼襟翼高阶谐波噪声控制规律,在电控旋翼综合试验台上进行了悬停状态下的噪声主动控制试验。首先搭建了用于旋翼噪声测量和襟翼控制的测控系统,基于该系统,施加了不同谐波阶数下的襟翼幅值、相位控制,通过对试验数据的分析表明:旋翼转速为500r/min时,旋翼噪声声压级最多可降低4dB;最佳的旋翼噪声控制襟翼谐波阶数为2/rev,襟翼谐波的最优控制幅值小于6°,最优控制相位在180°~300°之间。     

结冰表面粗糙度预测与分析

通过对结冰表面液态水的受力分析,确定了水膜、水珠和细流特征粗糙度的大小及其之间的界限划分,发展和完善了结冰表面的粗糙度模型,开发了耦合该粗糙度模型的多步结冰计算程序;利用该程序计算结冰表面的粗糙度大小和分布特征,并对粗糙度影响下的流动和换热特性进行了计算分析;研究发现,结冰表面的粗糙度在分布是不均匀的,且随着结冰温度的降低,局部粗糙度的最大值降低,但在整个结冰过程中,局部粗糙度的最大值表现出增加的趋势;粗糙度的存在增强了结冰表面的对流换热。