火箭垂直发射燃气流场的数值模拟

数值模拟了火箭垂直发射燃气流场的非定常过程,在计算中采用了二阶精度的ＭＵＳＣＬ格式,在引入单调性限制条件和一定的耗散机制后,该方法适应于Ｅｕｌｅｒ坐标系下的计算。计算结果表明,该方法得到的流场激波结构十分清晰,计算结果和实验规律相一致。     

L8和N5A飞机防颤振设计

结合Ｌ８和Ｎ５Ａ飞机的设计特点，对操纵面颤振规律，全复合材料垂尾颤振特性，风洞试验模型的动相似反设计等气动弹性技术作了研究。介绍了这些技术在Ｌ８和Ｎ５Ａ飞机设计中的应用情况。     

火箭垂直起飞段漂移变化的建模与分析

垂直起飞段是火箭靶场试验过程中最容易发生故障的时段之一,并且起飞段发生故障带来的后果往往是灾难性的。因此,分析运载火箭起飞段的运行情况,测量箭体起飞漂移和分析漂移量变化规律,对于航天工程具有极为重要的意义。在系统分析某一型号火箭起飞段漂移情况的基础上,建立了火箭垂直起飞段漂移模型．查明了箭体漂移量服从自回归模型AR(5),并采用D—W典型检验方法,对数学模型实际情况的吻合性进行了检验。大量实测数据计算结果证实,该箭体漂移的运动学模型是可靠的,很好地刻画了火箭在垂直起飞段漂移量的变化规律。     

基于扭矩平衡的涵道风扇垂直起降无人机新概念设计

针对应用于短距／垂直起降飞机的涵道风扇升力系统进行了特性分析与应用研究,对涵道螺旋桨常规的动量一叶素理论计算模型进行了修正处理,建立了适用于总体设计阶段特性估算的计算模型。应用CFD技术对单独螺旋桨和涵道螺旋桨进行了不同流动状态下的特性计算,总结了其变化规律,并基于CFD滑流区诱导速度计算结果对前面建立的理论计算模型进行了二次修正。最后提出了一种基于扭矩平衡的涵道风扇垂直起降无人机新概念,在总体设计层面进行了参数分析与优化。     

A320系列飞机TCAS故障签派放行处置研究

空中交通警报与避撞系统(traffic alert and collision avoidance system,简称TCAS)是机载监视系统中的重要组成部分,对于避免航空器危险接近,保证航空器安全有着重要作用。针对签派工作中TCAS故障放行难点问题,分别从飞机以自身动力滑出前、以自身动力滑出后、起飞后三个阶段展开分析。首先,由于TCAS系统依托的设备多,关联系统复杂,先介绍了TCAS系统的组成以及依托设备的常见故障。其次,以TCAS的工作原理为基础,分析了各个关联设备如应答机、惯性导航和大气数据基准等故障导致TCAS故障的机理。再次,给出了关于TCAS失效能否继续实施缩小垂直间隔(reduced vertical separation minimum,简称RVSM)的说明,指出TCAS不是运行RVSM空域的基本设备,需要区分造成TCAS失效的原因。最后,从三个阶段对TCAS故障及关联设备故障展开分析,分别给出了滑出前AP/FD TCAS方式丢失、导航TCAS失效,滑出后及起飞后TCAS故障和关联系统故障并给出签派解决方案。     

潜射导弹离筒后海水倒灌效应数值分析

针对潜射导弹水下垂直发射离筒后海水倒灌涌入引起的冲击问题,利用数值计算方法对其进行研究。基于水气两相流动的基本控制方程、VOF模型和动网格技术,实现了考虑弹体运动的水下发射多相流动问题求解。以此为基础,对潜射导弹垂直发射的水下运动和海水涌入过程进行了数值模拟,进而对影响涌入海水冲击压强的因素进行分析,以寻求降低海水涌入冲击压强的有效措施。模拟和分析结果表明,海水倒灌涌入会对发射筒结构产生显著的压强冲击;在发射筒底部附近增加局部挡流板,可有效降低涌入海水的冲击效应。     

垂直起降重复使用运载器返回制导与控制

针对垂直起降可重复使用运载器返回全程非线性、高动态、强扰动、多约束条件下的精确着陆问题,开展适应各飞行段任务特性和需求的返回全程制导控制方法研究。首先分析返回全剖面各飞行段的特点及对制导控制的需求,建立了动力学模型;然后基于经典制导控制方法给出可行的返回全程制导控制方案,并针对其不足分别设计修航段基于剩余时间估计和几何关系目标点自适应更新的双层迭代制导、返回末段多约束自适应制导和返回全程自抗扰控制器,构建了自适应强抗扰新型返回全程制导控制方案;最后进行了数学仿真,通过对比分析经典制导控制方案和新型制导控制方案在小偏差/扰动和大偏差/扰动两种条件下的飞行状态,验证了新型制导控制方案下更高的着陆精度、更强的适应性和抗扰性。     

双发布局短距/垂直起降飞机外流气动特性研究

针对YAK-141和F-35B两种不同推进系统构型的短距/垂直起降飞机,利用流场仿真软件,研究了双发布局短距/垂直起降飞机,分别采用升力发动机+转向喷管和升力风扇+转向喷管推进系统构型时,飞机短距/垂直起降工况下的外流气动特性,包括高温燃气回吸、地面效应和环境影响等。结果表明,升力风扇+转向喷管推进系统构型的短距/垂直起降飞机,在高温燃气回吸和环境影响等方面具有一定的优越性;不同推进系统构型的短距/垂直起降飞机,在短距/垂直起降时存在不同的喷泉流,其位置和气动特性对机身下表面的温度和压力分布有影响。     

垂直交叉双圆柱绕流强迫振动数值模拟

采用虚拟体法数值模拟了平面单圆柱绕流强迫振动,以及空间垂直交叉双圆柱绕流下游圆柱强迫振动流场。验证了单圆柱强迫振动中的锁定状态以及相位突变现象,从而证实了该数值方法模拟振动流场的可靠性。研究了在雷诺数Re=150、间距为5倍圆柱直径、下游圆柱按正弦曲线振动时,对尾流场的影响。下游圆柱两端尾流场在振动的作用下,涡的横向间距增大,而中心尾流场由于受上游圆柱尾流的影响而保持原先的状态。下游圆柱在锁定区的振动使尾流场变得稳定,表现在流向二次涡结构的减少,以及尾流场的速度场频谱趋向单一化。