高速三维边界层稳定性问题的数值方法

本文把四阶精度紧致差分格式用于求解声速、高超声速三维边界层稳定性问题。提出了适用地求解高速边界层特征值问题的Ｃｈｅｂｙｓｈｅｖ多项式配置点方法,并将各种数值方法进行了比较。数值结果表明上述两种方法是求解高速三维边界层稳定性问题的有效数值方法。     

小扰动在二维超声速边界层中的弱非线性传播

采用非线性抛物化稳定性方程(PSE)研究了非平行边界层的弱非线性稳定性。通过在流向采用一阶向后差分,法向采用四阶中心差分,并用预估 校正迭代来耦合非线性项,发展出了求解非线性PSE的数值方法。研究了不同幅值扰动及其高倍谐波的演化情况,发现随着基频扰动幅值的增大,高倍谐波可能失稳,而且失稳的位置会随着基频扰动的增大而向上游移动。通过观察涡量的发展可以发现涡破碎现象。算例与Navier-Stokes方程的直接数值模拟（DNS）结果作了比较,初步检验了其正确性。     

民用飞机驾驶舱门监视系统设计

作为民用飞机安防系统的重要组成部分,驾驶舱门监视系统可以为飞行机组提供驾驶舱门附近清晰、实时的监视画面,提高安全防范和应急处理能力,保障飞行运输安全。在分析驾驶舱门监视系统组成、架构的基础上,给出了系统监视区域的安装布置要求,环境条件,适航性等其它设计要求。     

改型发动机紧固件防腐蚀研究

针对改型发动机中紧固件的防腐蚀问题进行研究。分析了改型发动机的使用环境,对目前国内外航空装备的腐蚀防护与控制研究成果进行了简要介绍。选取典型材料40Cr Ni Mo A、GH2132、GH738、GH4169和0Cr18Ni9的螺栓、螺母和管路连接件进行盐雾试验、湿热试验和酸性大气试验以及典型连接件的盐雾试验,分析现有发动机用紧固件的腐蚀防护能力。试验表明,材料、表面质量、表面防护、安装等对紧固件的腐蚀有较大影响,进而从合理选材、结构设计、表面防护与工艺等方面提出了紧固件腐蚀防护与控制的技术要点,为后续紧固件的设计提供技术支持。     

惯导系统误差自补偿技术发展综述

提高精度与降低成本是惯性技术发展永恒的主题,误差自补偿技术是符合该主题的重要研究方向之一。惯导系统可通过其特有的旋转机构及其周期性运动,实现惯性仪表误差的自动补偿,从而达到提高系统精度和降低系统成本的目的。论文在综合分析国内外大量相关资料的基础上,重点对国外惯导误差自补偿技术的起源、发展和应用情况进行了研究分析,同时对国内数家单位的研究工作也进行了总结,供该领域研究工作者参考。     

高超声速钝双楔绕流流动转捩与分离流动的壁温影响

为研究壁温对吸气式高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,选取钝双楔这一典型外形,基于德国Aachen工业大学Thomas与Herbert所开展的双楔高超声速风洞试验,分析了一些已有的计算流体力学(CFD)研究内容,并结合本文不同方法的CFD数值模拟结果,讨论了不同壁面温度对该双楔模型高超声速绕流流动转捩与流动分离的影响。对于双楔模型,流动分离一般发生在拐角附近,由于流动分离旋涡的剪切作用会诱发流动转捩,转捩又会改变流动分离强度、分离涡尺寸,若分离流动存在非定常特征则将导致非定常旋涡运动与流动转捩的复杂相互作用。通过比较已有文献的CFD数值模拟结果与本文计算结果,表明只有按照转捩思路开展的数值模拟才能够反映该风洞试验情况。计算结果与试验数据的比较显示,文献中按照第一压缩面层流与第二压缩面湍流状态计算得到的结果能够在一定程度上与风洞试验数据相符,本文使用MUSCL格式、剪切应力输运(SST)湍流模型与γ-Reθ关联转捩模型这种计算方法,得到的结果与试验数据符合较好,正确地反映了风洞试验情况。分析还表明,在分离流动之前的区域,随着壁面温度的升高,壁面热流会下降,近壁区域黏性系数变大,边界层内速度剖面不饱满,速度边界层较厚,厚的速度边界层容易发生流动分离现象。     

矩形截面高超声速变几何进气道研究

为了改善宽马赫数范围工作的进气道性能,对矩形截面高超声速变几何进气道进行了研究,提出并设计了一种包括唇口开启、唇口后退等几何动作的变几何进气道设计方案。据此在马赫数Ma=4.0～6.5范围内设计了矩形截面高超声速变几何进气道,采用数值仿真方法对其气动性能开展了研究,并与定几何进气道性能进行了对比。研究结果表明:设计马赫数及高于设计马赫数条件下,变几何进气道与定几何进气道的性能基本相同。低于设计马赫数时,变几何进气道的性能明显优于定几何进气道。     

双气路内并联进气系统模态转换过程数值研究及验证

为了探究双气路内并联进气系统固定马赫数下模态转换过程中的分流板调节策略,利用数值计算与地面试验验证相结合的方法,研究了Ma3.5条件下双气路进气系统在典型分流板位置的流场干涉机制,获得了不同出口反压条件下双气路进气系统的总体性能和流场变化规律。研究结果表明：分流板高度调节影响高低速气路的总体性能,为避免高低速气路之间的流动干扰,引起流量剧烈变化,模态转换过程中提供推力气路的正激波应不被推出分流板前缘;数值预测的密度梯度与试验纹影预测的波系结构高度吻合,数值计算结果表明高低速气路出口反压比变化直接影响分流板附近高低速气路的波系结构,二元喉道段的流场具有明显的三维分布特征;采用抽吸孔和泄流缝的流场控制措施有效提高进气系统的起动性能,分流板相对高度0.702条件下进气系统抗出口反压比能力从28提升到32;采用双S弯扩压器设计,低速气路临界反压比条件下的出口平均马赫数和总压畸变度控制在0.3和0.09以下。     

TIMED卫星探测的全球大气温度分布及其与经验模式的比较

利用TIMED卫星遥感探测的全球温度分布与NRLMSISE-00大气经验模式进行了对比研究.研究表明,在中间层下部以下的高度范围内,经验模式与卫星探测的大气温度分布有很好的一致性.但是比较发现,在中层顶区域,经验模式的计算结果与实测结果有较大的差异.卫星探测表明,在春分季节的低纬地区中层顶区存在稳定的逆温层,但是经验模式不能给出低纬地区春分季节中间层逆温层的分布特征.卫星观测表明在全球范围内中层顶有两个非常不同的高度,一个处于100km附近,另一个处于85km附近,但是经验模式不能给出这一中层顶高度的分布特征.同时在低热层,经验模式计算的温度分布与卫星遥感的探测结果有很大的差异.      

北京上空高分辨率气球探空观测的温度垂直波数谱

使用分辨率为10 m的温度剖面检查2.90～8.01 km和14.65～19.76 km高度范围内归一化温度扰动谱的谱特性,并且将它们与模式谱比较.结果表明,在波数9.8×10-4～2.5×10-2m-1范围内,对流层的垂直波数谱有约-1.9的平均谱斜率;低平流层的垂直波数谱有约-2.2的平均谱斜率.这两个平均谱斜率大大偏离了目前饱和谱模式和普适大气谱模式表示的-3.0和-2.4谱斜率,并且认为是目前气球测量中曾经观测到的最平谱斜率.在波数9.8×10-4～2.5×10-2m-1范围内,对流层和低平流层的平均谱振幅比饱和谱模式的谱振幅分别大24倍和5倍,这也与饱和谱模式以及目前文献中的观测结果有很大不同.这些较大平均谱振幅与最平的平均谱斜率一道共同表明,观测的温度谱并不遵循目前的饱和谱模式和普适大气谱模式.