基于B样条的机翼外形参数化方法研究

描述了基于B样条的机翼外形参数化方法在超临界翼型和机翼气动设计中的应用研究。在机翼外形参数化过程中,通过B样条曲线插值和拟合型值点生成机翼截面曲线和展向引导线,采用Coons Gordon方法通过自由放样和点阵插值获得B样条张量积曲面并进行叠加,进而获得插值于机翼表面曲线网的B样条曲面。还运用CFD工具对不同机翼放样面的气动性能进行了分析对比。通过研究,B样条控制点可作为设计变量传递给气动优化程序,采用B样条曲线或曲面表达式为各设计变量的线性组合,可以方便快捷获取几何梯度信息。     

大型民用飞机应急放油系统适航符合性要求研究

为了确保飞机在起飞后就出现飞机故障或紧急事件的情况下,能具有快速返场着陆能力,并尽可能降低应急着陆对飞机和飞机维护的影响,大型民用飞机通常需要安装应急放油系统,以实现快速空中放油。通过研究对大型民用飞机应急放油系统适航条款的要求,总结了民用飞机应急放油系统适航要求的立法背景,以及适航条款要求的演变历史和原因,并分析了具体的适航要求及相应的符合性验证方法,对民用飞机应急放油系统适航验证有一定借鉴和指导意义。     

基于网络编码的空间DTN中CGR改进算法

随着空间通信技术的发展,卫星节点的增多,以及容延迟容中断通信需求的不断提高,空间DTN (DelayTolerant Network,容延迟网络)环境中各通信节点间的路由技术日益重要,相继出现了多种适用于DTN的路由技术.基于空间DTN的结构与特点,对CGR(Contact Graph Routing,接触图路由)算法以及基于编码的路由算法进行了分析比较,然后针对空间DTN中CGR算法的缺点和不足,研究提出了基于NC(Network Coding,网络编码)的空间DTN中的CGR改进算法(NC-CGR),并通过仿真实验平台对算法性能进行了分析评估.仿真结果表明,相比于CGR算法,NC-CGR算法在链路传输时延、传输包裹数目、中继缓存大小、链路丢包率等不同条件下的适应性方面均表现出较大优势,更适用于具有复杂拓扑、带宽受限、高动态特性的空间DTN环境.     

启动过程对大膨胀比喷管外压失稳的影响研究

针对上面级发动机大膨胀比喷管高模试车时发生的外压失稳现象,进行了高模试车时的稳定工作和启动过程数值仿真和实验研究。结果表明:对于室压4.5MPa,环境压力87k Pa,喷管面积比70的上面级发动机,稳定工作时,喷管承受的是内压载荷,不会发生外压失稳;不预抽真空启动时,喷管内的流场建立过程所需的时间很短约0.4s,而试验舱的压力只能依靠发动机的引射而降低,从0.4s开始喷管承受较大的外压载荷,直至10s左右试验舱的压力低于喷管内壁压力,在较长时间内喷管一直承受外压载荷,很容易发生外压失稳;预抽真空启动时喷管在0.14s到0.42s时间段承受外压载荷,且只在0.14s到0.25s内承受的外压载荷较大,喷管承受外压载荷的时间很短,不会发生外压失稳;启动前抽真空是避免喷管发生外压失稳的一种有效手段。     

三维超声速不等密度平面混合层的小激波形成与演变

基于大涡模拟方法与高精度混合格式,对两种密度比(1.0与0.138)条件下的高对流马赫数(Mac=1.1)三维空间发展超声速平面混合层进行了数值模拟。数值结果清晰描述了扰动激励下超声速平面混合层的演变过程,讨论了三维混合层中小激波的结构及其形成过程。分析了混合层两侧密度变化对混合层失稳及小激波形成的影响,发现当上、下层密度不等时,混合层失稳加速,小激波强度减弱,而密度较低侧的小激波会更弱。     

端区流动对跨声速压气机失速影响的数值研究

为了揭示近失速工况下动叶间隙和静叶角区的复杂流动结构,探索诱发压气机失速的主要因素,对高负荷跨声速压气机开展数值研究,获得了整级压气机和单转子的特性曲线,进而对压气机的流场进行了详细分析。结果表明:对于研究对象,失速最先起始于静叶上角区。上角区完成由开式分离到闭式分离的转变过程,可以认为是静叶发生失速的标志。在近失速工况下,动叶叶尖泄漏涡发生"泡式破裂"堵塞流道,泄漏涡破裂引起的堵塞作用一直从叶顶延伸至70%叶高左右。     

冲击距与气膜孔方位角对旋流气膜冷却性能影响

为了获得冲击距Hi与气膜孔方位角α对旋流气膜冷却性能的影响规律,以六边形供气腔圆形气膜孔平板气膜冷却结构为研究对象,对五种冲击距参数(0.74D,1.14D,1.54D,1.94D,2.34D)(D为气膜孔直径)和五种气膜孔方位角参数(0°,10°,15°,20°,25°)进行了三维数值计算研究,得到了绝热壁面气膜冷却效率、展向平均气膜冷却效率、流场空间无量纲浓度分布等随冲击距与气膜孔方位角的变化规律,分析了肾形涡对旋流气膜冷却性能的影响机理。结果表明:冲击距对绝热壁面气膜冷却效率展向分布规律影响不大,而方位角增加能够明显提高绝热壁面气膜冷却效率及展向气膜覆盖面积,方位角0°模型展向气膜冷却效率最大值为0.42,方位角25°模型的最大值为0.48,相比前者增加14.3%;绝热壁面同一流向位置的展向平均气膜冷却效率随冲击距的增加而增大,随方位角的增加而增大,Hi=2.34D时的展向平均气膜冷却效率最佳,α=20°时的展向平均气膜冷却效率曲线最佳。方位角的增加能够明显破坏流场中存在的肾形涡结构。     

液体火箭发动机推力室壁瞬态加载三维热结构分析

为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬化模型能够准确地模拟推力室内壁材料的应力-应变关系;内壁温度达到稳态的时间相比外壁要短得多,在预冷、试车和后冷开始约0.1s后内壁温度便已经接近稳态;瞬态加载三维热结构分析能够确定推力室内壁最先失效的危险点的位置在喉部上游冷却通道中心;推力室壁瞬态加载三维热结构分析得到的最大残余应变比稳态加载大15.7%。     

C/SiC复合材料反射镜研究进展

反射镜在空间光学系统中起着非常关键的作用,目前已发展到第四代C/SiC复合材料。C/SiC复合材料具有低密度、高模高强、结构设计灵活等优点,已成为非常重要的新型反射镜材料。本文对四代反射镜的特点进行了归纳和对比,对C/SiC复合材料反射镜的结构设计、几种常用的制备工艺进行了整理和总结,并对目前国内外的研究进展进行了综述。     

基于椭圆空腔虚拟势场的航天器集群控制方法

航天器集群由多个航天器在空间轨道上近距离飞行,进行信息交换,并相互协同共同完成空间任务。航天器集群作为智能集群在空间领域的表现形式,是智能集群的重要组成部分。当前,许多空间科学研究机构提出了多个航天器集群的研究计划,如 ANTS计划、APIES计划等。文章以在小行星带探测航天器集群为研究对象,提出了航天器集群的自组织控制方法,利用虚拟势场力使得与这个参考航天器构成最大距离可控的空间构型,从而保 证了航天器集群中的所有航天器共同构成松散空间构型。