垂直/短矩起降飞机机翼内埋式风扇布局气动特性分析

以垂直/短距起降飞机过渡飞行状态为背景,针对机翼内埋式风扇布局的自由来流/风扇喷流混合型流动,基于结构/非结构混合网格使用CFD方法进行了非定常数值模拟和分析.首先使用滑移网格技术对NASA涵道螺旋桨进行算例验证,其时均计算结果与实验值的误差为5.3%,证明了计算方法的可靠性和准确性,然后数值模拟了机翼内埋式风扇布局在不同迎角下的气动性能.结果表明:风扇喷流在机翼上产生了特有的“抽吸”和“堵塞”效应,引起了机翼总升阻力的显著增加,升力最大增量达到干净机翼升力的2.6倍,阻力最大增量为干净机翼阻力的3.2倍,混合流场在机翼后缘引起了升力损失并卷起对涡.      

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

高超声速进气道起动问题的理论判据新认识

为了判断进气道起动马赫数,基于Kantrowitz起动判据,联系激波关系式和流量连续方程得到一系列等值线,将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况。结果表明这些等值线具有以下特性:等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;等值线是等总压恢复线和等流量线;等值线可由Isentropic曲线方程乘于进气道内收缩段自起动时总压恢复的倒数得到;存在入射激波的起动等值线在设计状态等值线的右侧;有低马赫数溢流的起动等值线在设计状态等值线的左侧;等值线提供了一种联系Kantrowitz和Isentropic曲线的方法。根据以上特性,将等值线应用于高超声速进气道起动问题,并通过实例应用文中的理论判据评估无粘条件下混压式多楔二元进气道来流起动马赫数理论值,与CFD结果吻合较好,误差小于2%,初步探索了理论快速估算进气道起动马赫数的可行性。     

内旋流器旋流数对三级旋流流场特性的影响

为探讨内级旋流器旋流数对三级旋流流场结构的影响,采用2D-PIV流场测试技术,对三级旋流燃烧室简化模型开展试验研究。研究结果表明:内级旋流器旋流强弱并不是回流区形成的主要决定因素;随着内级旋流器旋流数的增加,回流区轴向长度逐渐变短,最大回流量逐渐增大,而对涡心位置、回流区径向宽度影响较小;回流区形状同时受内级旋流器旋流数及外级旋流器旋流数的影响,当内级旋流器旋流数相对外级旋流器旋流数足够小时,较易出现尾迹区。     

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。     

抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性：在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点（Ma=6.0）放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。     

国外新型可重复使用飞船特点分析和未来发展

目前,世界各国积极开展新型可重复使用飞船的研制或研究论证,美国和俄罗斯的新型载人航天器都取得了一定的进展。美国航空航天局(NASA)的"猎户座"(Orion)飞船将作为"国际空间站"(ISS)乘员救生艇继续发挥作用;美国商业公司积极发展新型可重复使用航天器,主要包括太空探索技术(SpaceX)公司的"天龙座"(Dragon)飞船和波音公司的乘员航天运输-100(CST-100);俄罗斯正在执行"新型载人航天运输系统"(PPTS,也称为PTKNP)计划,研制新一代飞船。     

基于分形理论的混沌信号与噪声分离方法

提出一种分维数和子波重构相结合的混沌信号与噪声分离方法，与以往出现的子波滤波方法和经典滤波方法相比较，该方法有如下特点；利用子波变换计算带观测噪声混沌信号的真实分数维，进而根据观测序列维数与真实维数的差值控制子波重构的参数，构造出混沌与噪声分离的自适应滤波器结构。仿真实验说明了该算法的有效性。     

战斗机武器外挂投放与内埋投放比较

为了研究弹体外挂投放与内埋投放的区别,利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术,分别对亚声速和超声速来流条件下,同一弹体外挂投放和内埋投放进行了数值模拟,得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。通过对比分析表明:亚声速和超声速来流条件下,内埋投放由于受舱体内强非定常流场以及舱体唇口剪切层的影响,弹体受很大的抬头力矩,弹体姿态角变化较大,投放特性劣于外挂投放。进一步研究表明:在弹射时给弹体一定的低头角速度,使弹体以低头姿态穿越剪切层,则可以大幅度降低剪切层带来的不利影响,提高内埋投放弹体分离品质。     

层叠结构动态逆在无人战斗机控制中的应用

无人战斗机采用翼身融合的一体化设计。这种非传统构型的布局,带来很多优点的同时也造成了飞机的静不稳定,采用线性的控制方法很难满足无人战斗机的性能要求。通过对传统的动态逆控制方法进行改进,从内回路开始保证系统的动态性能和跟踪性能,设计了层叠结构动态逆控制器。仿真结果表明,所设计的控制器实现了系统的解耦控制,并具有较强的鲁棒性。