结构误差对旋转稳定弹丸气动特性影响的数值模拟

基于剪切应力传输(SST)k-ω湍流模型,对考虑结构误差情况下的弹箭模型进行数值模拟计算。首先采用CFD和工程经验公式相结合的方法,得到了不同马赫数、不同转速情况下无结构误差模型的多种气动特性参数。通过与实验数据对比,阻力、法向力、俯仰力矩、压心位置误差在10%以内,验证了该方法的可行性和准确性。然后,建立了考虑结构误差即质量分布不对称、弹体不同轴和无结构误差模型,并分别进行了气动特性模拟计算。结果表明,质量偏心对滚转阻尼力矩系数、马格努斯力矩系数影响很大;弹体不同轴对法向力系数导数、俯仰力矩系数导数、马格努斯力矩系数导数和压心位置都产生很大影响。结构误差使模型的多种气动特性参数产生很大变化,将影响其飞行弹道和稳定性。     

面内弯曲载荷作用下两边简支两边固支复合材料层合板的屈曲

为扩充航空复合材料结构稳定性设计手段,基于Levy形式级数和有限差分法,提出了面内纯弯曲载荷作用下两边简支两边固支（SSCC）复合材料层合板临界屈曲载荷的数值解法。首先,应用有限差分法将挠度函数进行离散化处理;然后利用边界条件扩充方程组,最后将临界屈曲载荷的求解转化为广义特征值问题。通过数值算例分别在各向同性板和复合材料层合板上验证了本文方法,并与有限元方法（FEM）进行了比较。结果表明,本文方法具有很高的精度,为复合材料层合板的屈曲分析开辟了新的途径。     

新一代载人月面着陆器发展趋势研究

月面着陆器是实现载人探月任务的重要组成部分,从任务规划和着陆器参数两个方面对早期美国阿波罗计划中的月面着陆器（ LM）、苏联N1-L3登月计划中的月面着陆器（ L3登月系统）以及最近美国星座计划中的月面着陆器（ Altair）的相关情况进行了分析,并从任务需求、月面环境和研究经费及基础设施方面对LM与Altair月面着陆器进行详细比较,通过比较分析总结出新一代载人月面着陆器将沿着提高乘员运送能力、扩大到达范围、延长航天员生活时间及功能模块化的方向发展,并提出研制新一代月面着陆器应着重解决着陆器推进、结构、着陆障碍检测及缓冲以及月尘防护等关键技术。     

模拟失重条件下航天员旋转运动方法实验验证

航天员太空飞行中,需要改变自身位置与朝向以完成不同的作业任务,当其无法触碰到手脚限制器等借助物时,会涉及通过自身动作的转换产生人体旋转的问题。为此,首先基于Roberson-Wittenburg方法建立了人体动力学方程,据此提出能够使得人体转动的肢体操作方法,然后采用悬吊法模拟太空失重环境,对比不同控制方法产生的旋转作用效果,发现肢体旋转时与身体的夹角和肢体旋转速度是影响人体旋转完成时间和关节力矩的主要因素,最后结合推荐动作与实验结果提出空间姿态变换运动的操作建议。结果表明本文推荐动作有一定的优越性,对航天员处于太空中的自旋转运动具有实用意义。     

固体火箭发动机HTPB推进剂力学性能老化研究

为研究某型发动机高燃速端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂在寿命期内的力学性能,选择贮存2 a、5 a、8 a和10 a的发动机推进剂作为研究样本;通过应力松弛试验和3点弯曲断裂试验研究了不同贮存期的推进剂力学性能,结果表明：随着发动机贮存时间的延长,HTPB推进剂的松弛模量逐渐升高,而断裂韧度逐渐降低。     

基于改进HOG特征的空间非合作目标检测

传统的非合作目标检测方法大都基于一定的匹配模板,这不仅需要预先指定先验信息,进而设计合适的检测模板,而且同一模板只能对具有相似形状的目标进行检测,不易直接用于检测形状未知的非合作目标。为降低检测过程中对目标形状等先验信息的要求,借鉴基于规范化梯度的物体区域估计方法,提出一种基于改进方向梯度直方图特征的目标检测方法,首先构建包含有自然图像和目标图像的训练数据集;然后提取标记区域的改进方向梯度直方图特征,以更好地保持局部特征的结构性,并根据级联支持向量机训练模型,从数据集中自动学习目标物体的判别特征;最后,将训练后的模型用于检测测试集图像中的目标。实验结果表明,算法在由4953幅和100幅图像构成的测试集中分别取得94.5%和94.2%的检测率,平均每幅图像的检测时间约为0.031 s,具有较低的时间开销,且对目标的旋转及光照变化具有一定的鲁棒性。     

端壁抽吸对跨声速转子流动特性影响研究

针对NASA的Rotor 67进行数值模拟以揭示轮毂角区边界层分离诱发机制和进一步完善角区分离控制方法。数值结果表明,角区边界层在强逆压梯度和叶片后半段较大曲率变化的双重影响下引发了分离。通过对比分析不同抽吸方案对角区流动的影响发现,在轮毂90%弦长位置处采用边界层抽吸,且相对抽吸流量为0.14%时,可完全消除轮毂角区内的回流流体和脱落涡结构,抽吸效果最佳。在保证转子压比基本不变的情况下,最大可使得转子效率提高0.29%,落后角减小4°。轮毂抽吸还抑制了叶根附近低能流体堆积效应,有助于改善叶片载荷分布和出口气流参数的分布。     

导流块深度对抛物形凹面腔中激波反射聚焦的影响

为研究导流块深度对抛物形凹面腔内径向入射激波聚焦过程的影响,对马赫数为1.41的径向入射激波在导流块深度分别为0,5,10,15mm的凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究。结合高速CCD拍摄到的凹面腔中气流流场纹影照片和动态压力传感器测得的聚焦过程中流场的压力变化,对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过比较不同导流块深度下激波反射聚焦过程,发现随着导流块深度的加深,前导激波聚焦和反射激波聚焦的时间差会减小,使激波聚焦的强度增大,当导流块深度从0mm增加到15mm时,激波聚焦所致的峰值压力从0.39MPa增加到0.51MPa。但是,随着导流块深度的加深,压力增益下降,并使排气过程的难度加大,因此导流块深度为10mm左右时能取得较好的聚焦效果。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

基于BP人工神经网络的离心压气机叶轮多目标优化设计方法

利用Concept NREC软件建立离心压气机叶轮设计样本库,借助BP（back propagation）人工神经网络建立样本库中各设计参数与压气机性能之间的关系,接下来以多目标遗传算法寻找Pareto解,从而获得离心压气机叶轮最佳设计参数.将该方法应用于Krain叶轮设计工况,所得叶轮的效率、压比较Krain叶轮原型分别提高1.4%和10.9%.通过对人工神经网络模型可靠性的讨论、多目标优化模型的主成分分析和所设计叶轮性能的CFD验证,证明了所构建的目标函数与所获得的Pareto解集的合理性,说明本方法可以有效应用于在离心压气机设计、选型.