基于模型的系统工程概述

由于航空领域涉及的系统日益高度复杂,为更好推进基于模型的系统工程(Model Based System Engineering,MBSE)研发体系,通过从当前遇到的问题、推行基于模型的系统工程的必要性、优势、未来的挑战等方面进行了较为详细地阐述.基于模型的系统工程研发体系具有知识表示的无二义、系统设计的一体化、沟通交流的高效率等优势,是未来发展的大趋势.     

展向振荡对激波/湍流边界层干扰的影响

周期振荡作为一种有效的壁面流动控制手段受到广泛关注,而其对激波/湍流边界层干扰的影响目前鲜有研究。本文采用高精度直接数值模拟（DNS）方法对马赫数2.9、12°激波入射角、强振荡下的激波/湍流边界层干扰进行了系统研究。通过与无振荡工况的定量比较,揭示了展向强振荡对干扰区内复杂流动结构的影响规律及作用机制,如分离泡尺度、物面压力脉动非定常特性、物面剪切的非定常特性及统计特征等。研究发现：在展向强振荡作用下,分离点位置提前,间歇区长度增大;同时由于分离泡内强黏性耗散的影响,展向振荡的穿透高度约为分离泡高度的4%,因而对流动结构不会产生实质影响。但展向强振荡会对壁面附近流动造成显著影响,如强振荡诱导的壁面展向速度远大于流向速度,造成流向剪切与展向剪切之间夹角的概率密度函数峰值从0°偏移到80°~90°之间。物面压力及剪切本征正交分解分析表明,展向振荡会导致模态能量从低阶模态向高阶模态转移,降低低频运动的能量占比,增强再附后Görtler涡等壁面附近旋涡结构的强度。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。     

膨胀效应对激波/湍流边界层干扰的影响

采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。     

航空发动机适航审定喘振与失速影响因素

将气动热力基础理论与适航领域工程问题有机结合,对典型的喘振和失速影响因素开展了系统的研究,发展了一套多影响因素作用下航空发动机稳定裕度快速预估方法;在此基础上以JT9D发动机为研究对象,开展了喘振和失速主要影响因素的影响规律研究,结果显示对风扇部件稳定裕度影响权重最大的是进气畸变,对增压级和高压压气机影响权重最大的是寿命期内结构衰变。研究结果进一步明确了喘振和失速适航条款符合性验证活动的关键要素,完善了条款适航符合性验证流程,为进一步提升我国民用发动机适航审定能力提供了技术支撑。     

基于均值的副翼作动筒载荷事件划分方法

副翼是民用飞机重要操纵面之一,主要功用是产生飞机滚转力矩,用于改变飞机的航向。现代中大型飞机的操纵系统大都采用伺服作动器-操纵面装置,当操纵面受到铰链力矩时作动器也相应受载。以民用飞机副翼作动筒为研究对象,基于试飞实测数据与主操纵面作动筒载荷计算模型,提出了一种基于均值的作动筒载荷事件划分方法。结果表明,该事件划分方法效果理想,较好地反映出了不同飞行事件之间载荷均值的差异。通过对14 000次飞行作动筒载荷历程进行雨流处理,给出了相应的载荷谱及载荷幅值、均值分布直方图,总结出相关分布规律。该疲劳载荷谱及相应的分布规律对工程实践中的寿命计算具有重要意义。     

军用目标红外特性模型评估技术

初步建立了一套关于军用目标红外辐射特性理论模型可靠性、准确性、通用性的评估准则及软件,为理论模型的入库和武器型号部门的应用提供了参考依据。     

地外人工光合成装置研制与试验

原位资源利用技术是地外生命保障体系构建、实现人类地外生存的有效途径,是载人深空探索的核心技术。基于微通道技术的人工光合成反应器,采用流动反应器设计,用于低微重力等特殊环境条件下模拟人工光合作用,实现CO２向O２和含碳燃料的转化。微通道芯片通过气液剪切作用力使气体反应产物快速脱离电极表面并随反应介质排出反应器,理论上可以克服微重力条件对反应过程的影响,尚需进行微重力试验进行验证。同时,微通道结构可以通过精确控制反应气液的压力、流速、流量比等反应条件,获得优化的反应条件。通过地面试验,验证了该反应器将CO２还原为O２和含碳化合物的功能可行性。以Au和Ir/C作为阴极和阳极材料,3V电压条件下,O２产率可达11.74mL/h。此外,基于人工光合成反应器搭建了集反应模块、控制模块、流路驱动模块以及检测模块等于一体的地外人工光合成装置,形成原位反应、介质供给、精确控制、在线收集和检测等功能一体化的系统,并实现CO２有效转换和O２供给。为后续技术成熟度更高的反应装置研制、高产物选择性的含碳化合物转化以及人工光合成反应装置在轨试验奠定了理论和实践基础。     

运载火箭并联双机姿控配平策略研究

运载火箭并联双机是一种常见的发动机推力矢量控制(Thrust Vector Control, TVC)方案,发动机与伺服机构可组合出不同的控制布局。针对液体运载火箭典型的4种并联双机摆发动机控制布局,开展了故障动力学建模仿真研究,基于运载火箭比例微分(Proportional Differential, PD)姿控方法,比对分析了不同故障模式的姿控配平结果,优选了并联双机摆发动机控制布局,最后应用控制重分配技术验证了故障下放宽滚动通道性能策略的有效性,结果表明不同的推力矢量布局故障适应能力不同,姿态重构技术在发动机推力较大故障下仍可保证运载火箭良好的姿控性能与稳定能力。     

面向3D打印的设计制造一体化探索

紧密围绕航天结构未来发展需求,以增材制造复杂产品研发为研究对象,对实现设计制造一体化的技术路线和关键技术进行分析。把设计、仿真和制造有机统一起来,把工艺设计纳入结构设计流程,通过仿真驱动设计来提高产品质量、降低制造成本。研究成果可应用于航天领域增材制造产品研发,对传统设计制造模式向智能制造转型具有积极探索意义。