结冰风洞水滴直径标定方法研究

过冷水滴粒径大小是重要的结冰云雾参数,获知结冰风洞中的水滴直径,是得到定量结冰风洞实验结果的基础。对于结冰风洞内水滴直径单一或者分布比较集中的情况,提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段标定水滴直径的方法。该方法首先采用拉格朗日法数值计算水滴运动轨迹,得到撞击极限随水滴直径变化的关系曲线,在此基础上,进行结冰风洞实验,测量实验得到的水滴撞击极限,通过在撞击极限与水滴直径关系曲线上进行插值,进而得到实验水滴直径大小。采用该方法对0.3m×0.2m结冰风洞内的水滴直径进行了标定,分别计算和测量了25m/s和35m/s两种速度条件下的水滴撞击极限,得到的水滴直径值相差不超过1μm,初步说明该方法的合理性。同时,对于结冰风洞内水滴粒径多尺寸分布的情况,还提出了相应的标定其容积平均直径MVD的方法,该方法在计算水滴收集率的基础上,通过测量驻点处的结冰厚度,实现对MVD的测量。采用本文提出的两种方法进行结冰风洞水滴粒径标定,只需要一般的长度测量工具即可进行,操作方便,成本低廉,克服了常规的水滴直径测量或标定需要专门设备的不足。     

小型航空二冲程风冷发动机缸体流固耦合传热的仿真

以某小型航空二冲程风冷发动机为研究对象,结合风冷发动机缸体的传热特点和汽油机的燃烧规律并基于流固耦合理论,对风冷发动机缸体传热进行了模拟计算.根据耦合传热理论,将缸体与缸套的导热转化为系统内部边界条件进行简化处理,并将模拟计算的结果与地面试验结果相比较,证明了耦合传热方法在研究缸体热负荷方面的可靠性.在考虑飞行器整个飞...     

热沉式燃烧室热载分析

采用了以紫铜为材料的热沉式燃烧室身部设计,测量了不同氢/氧速度比下同轴剪切气-气喷注器燃烧室壁面的温度分布和燃烧室压力,分析了不同速度比下推进剂的特征速度效率和燃烧室壁面温度分布的不同,计算了沿燃烧室轴向的热流强度和燃烧室吸热量占推进剂完全反应所应释放能量的比例分数.研究方法对工程应用具有参考价值.     

带肋横流通道中气膜孔位置对气膜冷却特性的影响

采用数值模拟方法研究了横流通道中气膜孔与肋的相对位置对气膜冷却传热系数和冷却效率的影响.分析了吹风比为0.5,1,2,横流比为0.39,0.585,0.78时孔靠近上游肋、下游肋以及在两肋中间时对冷却效果的影响,研究结果表明:孔位于两肋中间时,气体进入孔时受的冲击较大,外表面传热系数和冷却效率较高;孔靠近上游肋时,气体孔内流动更加均匀,外表面传热系数和冷却效率均较低.      

高温合金高速铣削表面形貌及组织研究

为研究高温合金GH4169高速铣削表面完整性,在测量铣削过程中切削力随时间及切削参数变化规律的基础上,分析了高温合金加工表面形貌及微观组织的演化规律.结果表明:在本试验参数范围内,切削力随着切削速度的增加先升高后降低;铣削表面粗糙度随着切削速度增加而下降,随每齿进给量的增加而增加;变质层主要出现在主切削刃形成的切削表面...     

iGPS测量场精度分析及其应用研究

为了支持iGPS测量系统在航空、航天、船舶等大型复杂产品装配过程中的布局优化和系统选型,提高测量效率和精度,对其测量精度分布规律进行了研究。阐述了iGPS测量系统的工作原理,构建了其计算机仿真模型;根据其布局形式的特点,提出了iGPS测量单元与测量网络的概念;给出了一种iGPS测量场精度分析方法,并通过实例对测量单元和测量网络的测量场精度与发射器布局及目标点空间位置间的量化关系进行分析。试验结果表明,当发射器间距为20 m时,iGPS测量场的测量精度在垂直方向上的波动范围在0.01 mm内,在水平方向上测量精度呈线性变化,最高测量精度为0.12 mm,出现在测量场的中心,最低测量精度为0.25 mm,出现在测量场的边界处。在iGPS测量场精度分析的基础上,提出了一种基于精度约束的测量方案评估方法及其实施步骤,为iGPS测量系统的选型和工程应用提供支持。     

马蹄形等离子体激励器强化气膜冷却效率机理

为揭示马蹄形等离子体激励器产生的等离子体气动激励提高气膜冷却效率的机理,选取常规圆形气膜孔冷却结构进行了数值模拟比较.结果表明:马蹄形等离子体激励器产生的等离子体气动激励效果可以使射流具有展向扩张能力,肾形涡对的大小及强度得到显著改变,同时受等离子体气动激励产生的下拉诱导和水平加速效果影响,射流贴壁性及覆盖区域大大提高,冷却效率得到强化;相对于圆形气膜孔冷却效果,马蹄形介质阻挡放电气膜冷却结构在吹风比为0.5,1.0和1.5时,冷却效率值相差最大处分别提高了165%,148%和500%.      

改进模拟退火算法的喷管动力学模型修正

为获得液体火箭发动机喷管高精度的结构动力学有限元模型，提出一种基于改进模拟退火算法（Improved Simulation Annealing Algorithm，ISAA）的有限元模型修正方法。首先，将复杂的薄壁夹层板喷管等效为复合材料层合壳，建立喷管的参数化有限元模型；在此基础上，以结构模态参数为参考基，构造出联合使用模态频率及模态振型的目标函数，并运用灵敏度分析提取设计变量，从而建立其优化模型；提出带记忆、局部搜索功能的改进模拟退火算法，运用ISAA在设计空间进行多目标全局寻优；最后，采用基于MSC Patran/Nastran软件平台二次开发的结构动力学模型修正软件ZDXZ V1.0进行模型修正，并对模型修正方法的有效性进行了校验。结果表明，修正后喷管的前3阶计算模态频率与试验值相对误差小于2%，振型相关性最小MAC值大于0.9，大大提升了喷管模型的动力学符合性，模型精度满足工程应用要求；表明所述模型修正策略的有效性，该方法具有高效、强鲁棒性等特点，适合于大型复杂结构的模型修正。     

基于遗传算法的航班串优化方法研究

分析研究了航班串编制问题,考虑了飞机载客量与航班平均客流量的关系,构造了航班旅客溢出成本指数因子,建立了改进后的基于最小成本的航班串优化模型,并构造了遗传算法求解模型.利用Matlab遗传算法工具箱进行仿真研究.应用航空公司实际航班数据对上述模型和算法进行验证,所得优化结果良好,证明该航班串优化模型及方法切实可行.     

高超声速气动加热关联方法的适应性分析

针对高超声速飞行器热环境预测上有着重要应用的关联方法缺乏构造机制和适应性分析的问题，从驻点热流的Kemp-Riddell公式出发，推导了驻点斯坦顿数和雷诺数之间的经典关联关系，从理论上分析了上述关系的适应性。结果显示斯坦顿数和雷诺数关联关系受马赫数的制约，飞行条件和试验条件马赫数变化范围较大的情况下，更适合采用雷诺数和马赫数的组合变量开展关联分析。当试验来流静焓较低的情况下，过低静焓对热环境的关联特性有不利影响，需要提高试验来流马赫数，远离临界马赫数确保地面数据同飞行条件之间的关联性。在国内4座风洞上开展的风洞试验和DSMC/CFD的数值仿真分析工作，校验了上述结论在连续流区域的正确性。