脉动标量场的数值模拟

分析多元流体在湍流条件下的混合、传热或化学反应时需要考虑各组元的浓度、温度等标量参数的脉动.本文基于湍流模式理论,介绍标量参数的一种模化方法,并用该方法对流入静止环境的热射流进行了数值模拟.计算结果与实验数据进行了对比,表明该方法对算例条件下的温度场预测可以取得满意的结果.     

旋转对固体火箭发动机的影响

对旋转对固体火箭发动机的影响进行了初步探讨。给出了旋转对推进剂应力应变的影响、产生的热力学方面的影响及旋转引起的气体动力学的影响等的分析计算模型。并在内弹道计算的基础上,对上述影响引起的发动机性能的变化进行了分析比较,得出了有意义的结论。     

高速风洞投放模型试验技术的关键问题及应用领域

基于高速风洞投放模型试验的经验,论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题：相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法,分别对这四个问题的具体选取原则和处理方法进行了详细的总结和分析。重模型法能够确保模型投放轨迹的严格相似,但实用性较差;而轻模型法则正好相反。由于重模型法在实际使用中通常难以应用,因此轻模型法在风洞投放模型试验中获得了较多应用,但其模型垂直加速度不足的问题也需引起重视。投放分离参数的相似模拟,通常可通过采用弹簧或气缸提供的投放作用力来实现,弹簧具有简单、易行的特点,但模拟的准确性稍差;而气缸则正好相反。风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题常常能够影响到试验的顺利进行或影响试验结果。数据平滑处理可采用时间多项式拟合来实现,进而通过一次或二次微分获得气动力系数。对高速风洞模型投放试验的应用领域作了总结和介绍,将其分为飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒,以及头罩/导弹壳片分离三大类型试验,并对每一类试验在具体的试验技术,以及在上述几个关键问题上的特点分别作了介绍,给出了具体试验的图像和曲线。     

高速自旋飞行体的气动加热特性

一种典型的弹箭类高速自旋飞行体为例,选取目标在超声速、跨声速、亚声速飞行状态下的弹道计算数据作为来流条件,结合滑移网格和多坐标系法,采用基于密度的耦合隐式算法、Roe-FDS(flux difference splitting)通量格式和SST(shear stress transfer) k -ω湍流模型,对飞行体的外流场进行了热流模拟研究。重点分析了目标在高速自旋飞行条件下的壁面压力、温度、气流密度、热流率、湍流动能等变化规律,并与不考虑飞行体高速自旋的流场进行了对比研究。研究结果表明:在高速自旋飞行条件下,飞行体表面的流线相互干扰,贴壁气流对飞行体产生的扰动更加剧烈,飞行体尾部的气流集聚效应明显,湍流发展与演化过程更加复杂,飞行体壁面的气流速度、压力、温度、热流率均高于无转速飞行情况,尤其在超声速飞行条件下的差异显著。     

木星环绕探测任务中的内带电风险评估

木星拥有类似地球辐射带的辐射带结构,其辐射带质子通量是地球的10倍,高能电子通量比地球高2~3个数量级,且最高能量可达1 Ge V。因此木星探测任务的抗辐射设计是任务成功的关键。选择3种不同倾角大椭圆探测轨道,仿真分析了2种介质在变化能谱下的内带电过程。仿真结果表明,对于环氧树脂(Fr4),由于电阻相对较小,电子通量较大的近木点的充电电荷,会在远离辐射带时泄放,其最大充电电场取决于近木点的电子通量;对于聚酰亚胺(Kapton),由于电阻相对较大,充电电荷不能及时泄放,不同轨道间电荷逐渐累计,最大电场不断增加。另外,环木轨道倾角越大,越有利于降低充电电场。和地球GEO轨道相比,不同电阻介质在环木轨道的充电差异相对地球GEO轨道较小。     

喷口布局对导弹侧向喷流控制作用的数值模拟

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性,通常采用喷流反控制作用(RCS),但在超声速来流中,这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场,对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识,应用数值模拟方法,研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作,并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明:在有尾舵的情况下,喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果;当喷口位置位于舵面之前时,喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大,随来流静压增大而减小;当喷流位置后移至舵面之后时,规律相反;在某些喷口位置和来流条件下,弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。     

机身壁板内压载荷试验研究

内压载荷是一种非常重要的重复性载荷,对机身结构疲劳和损伤容限特性产生很大影响。承受内压载荷机身壁板边界模拟困难,边界模拟的优劣决定试验件过渡区范围的大小,甚至影响试验区的应力分布和大小。为了获得承受内压载荷机身壁板更加真实的应力响应,给出一种机身壁板内压载荷试验新方法,该方法采用"D"型夹具模拟机身筒段直边结构,采用"弓"型夹具模拟机身筒段曲边结构,采用气密端板模拟机身筒段的端部结构;按照边界模拟要求,设计制造试验装置和试验件,并完成内压载荷试验。结果表明:试验件试验区蒙皮的周向应力、纵向应力明显高于过渡区蒙皮周向应力、纵向应力;试验区蒙皮周向应力、纵向应力和法向位移与理论计算结果吻合,该试验方法满足工程精度要求;该研究可为民机机身壁板内压载荷结构选型试验提供参考。     

电控旋翼低频面内谐波噪声主动控制试验

为降低旋翼低频面内谐波噪声,以电控旋翼(ECR)综合试验系统为平台,开发了相应的噪声测试与控制系统,并提出了电控旋翼噪声频域自适应主动控制方法。在此基础上,开展了悬停状态下的低频面内谐波噪声闭环主动控制试验。试验中,襟翼控制频率为10Hz以桨尖平面内传声器所测噪声作为闭环反馈,另两个位置处传声器所测噪声作为监测量,同时对桨毂位置处的振动水平进行监测。施加主动控制后,控制系统历时约5s达到稳态,收敛速度较快且收敛过程无明显超调;最大可降低桨盘平面传声器位置处的低频面内谐波噪声为9.4dB,桨毂位置处旋翼通过频率振动水平则略有增大。试验结果表明该噪声测试与控制系统可有效实现电控旋翼低频面内谐波噪声控制,同时也验证了频域自适应算法用于减小低频面内谐波噪声的可行性及有效性。      

基于改进小波脊线法的LFM信号脉内特征提取

信号脉内特征提取技术是电子战领域的一个重要的研究方向 ,它对密集和复杂环境中辐射源的分选和识别有着重要的意义。研究了基于小波脊线法提取线性调频 (LFM )信号的脉内特征 ,提出了改进的小波脊线法 ,并进行了仿真 ,仿真结果证实了改进方法的优越性     

涡喷发动机加力内冷系统排故

本文介绍了涡喷发动机加力燃烧室内冷系统的主要故障,如:振动裂纹,安装应力引起的变形、裂纹,局部高温引起的变形、裂纹及烧蚀和高温屈曲变形等及其排除方法。通过不断改进、试验,排除了一个个的故障,使内冷系统得以长期稳定的工作,使其冷却性能达到国外同类产品的水平。这表明排故措施是富有成效的,所取得的经验对今后的研究工作是有益的。