高超声速黏性干扰相关性参数的修正

为了更精确地将黏性干扰相关性理论应用到实际工程上,基于高超声速平板黏性干扰相关性理论和斜激波理论,针对当前广泛采用的黏性干扰相关性参数(∨)∞进行了修正,建立了气动力关联性更好的参数(∨)∞.采用计算流体力学(CFD)数值方法模拟了航天飞机轨道器外形OV-102在典型状态下的黏性干扰效应,考察了修正后黏性干扰相关性参数(∨)∞对于气动力数据的关联特性.验证结果表明:修正后的黏性干扰相关性参数(∨)∞对于黏性诱导的各气动力数据均有良好的关联特性,并且相比未修正的黏性干扰相关性参数(∨)∞更加有效.     

基于等离子体激励的飞翼布局飞行器气动力矩控制

以飞翼布局飞行器所面临的飞行控制问题为背景,采用气动力测量技术和粒子图像测速(PIV)技术,在来流风速为8.2 m/s时,研究了介质阻挡放电等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的作用.研究结果表明:在飞行器不同位置布置不同的激励器,可以实现对飞行器滚转、偏航及俯仰力矩的控制;改变激励电压,实现了对气动力矩的比例控制;通过与常规舵面的舵效进行比较,采用等离子体激励器获得的气动力矩控制,可以达到常规舵面一定偏转角度的控制效果.流场测量结果表明:等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和前缘涡破碎点位置的变化来实现的.因此,可以考虑应用等离子体流动控制技术来增强传统的舵面控制,并在提高控制效率的基础上,使其成为一种新型的飞行控制方式.     

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室（HTIB）效果尤为突出     

基于增量学习的非定常气动力参数化降阶模型

气动降阶模型（ROM）是预测非定常气动力的有效工具,具有高精度和低计算成本的优点,近年来许多研究证实了该方法的有效性。但是关于飞行参数变化时,ROM的鲁棒性还需要进一步提高。为了提高ROM对不同飞行参数下的气动力预测能力,提出了基于最小二乘支持向量回归（LS-SVR）和增量学习算法的参数化降阶模型。LS-SVR是一种具有良好泛化能力的回归方法,基于LS-SVR的增量学习算法的主要贡献是在增加新样本集时,不需要重新学习整个数据集。为说明该方法的有效性,基于两自由度NACA64A010翼型构建参数化非定常气动力降阶模型。为了训练气动力输入和相应输出之间的关系,将马赫数和迎角作为附加的模型输入。仿真结果表明,该降阶模型能够准确描述气动力和气动弹性系统在不同飞行参数下的动态特性。     

单通道窄体客机气动力设计技术分析

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况。     

高速进气道低马赫数不起动特性及马赫数影响规律

为了探究进气道低马赫数不起动时的振荡特性,本文结合一体化前体/进气道构型,通过非定常仿真手段,对比研究了来流马赫数变化对进气道低马赫数不起动振荡流场以及飞行器气动力的影响规律。结果表明：低马赫数不起动时出现了稳定的振荡周期,且周期随着来流马赫数的增大而增长。由于拥塞发生在喉道处,其振荡流场单纯的表现为口部分离包的涨大和缩小,并且沿程压力的均值和幅值都呈现出喉道高两头低的分布趋势,而马赫数的增大会加剧此趋势。喘振周期中升力系数CL和阻力系数CD的变化趋势大致相反,升阻比曲线则表现为随分离包吐出而增大、吞入而缩小的趋势。CL和CD随着马赫数增大是整体下降的,但是脉动幅值变化不大,升阻比对马赫数的变化也并不敏感。此外,在进气道实现自起动过程中,当喉道瞬时流量高于起动时的流量一定程度,口部分离包将完全吞入。但定常仿真难以准确模拟该吞入过程,因此定常仿真得到的自起动马赫数偏高。     

基于辨识法的核心机起动过程数学模型

为了提高航空发动机核心机起动过程数学仿真模型的计算精度,提出了辨识法建模的思路,主要借助核心机试车数据, 通过求解转子扭矩平衡方程和燃气扭矩特性方程,建立核心机起动数学模型。在燃气扭矩特性的计算求解中,创新性地提出了起 动加速过程“虚拟稳态”的概念。利用辨识模型对某型核心机的起动过程进行了仿真计算,并利用试车数据对辨识模型的计算结 果进行了校核。结果表明：辨识法可用于建立核心机起动数学模型,且辨识模型具有较高的计算精度,计算结果与实际试车数据 之间的误差小于2%,因此辨识模型可作为核心机试车调试的辅助手段。随着核心机试车数据库的完善,辨识模型还将进一步发 展,其计算能力和计算精度还将继续提高。     

三点法测量线轮廓度和面轮廓度的数学模型

本文通过分析和研究三点法误差分离技术,建立了测量和评定工件线轮廓度、面轮廓度的数学模型。     

卫星遥感图像几何质量的仿真评价

根据卫星图像摄影过程,建立了图像质量评价的数学模型。该模型包括：整机侧视和反射镜侧视两种相机侧视方案,姿态运动、轨道运动、地球自转、地图投影等因素对卫星图像几何质量的影响。并在计算机上分析了图像的几何质量,提出了几何校正方法,为遥感卫星设计提供了有价值的参考。     

最小条件直线度误差的快速精确算法

从实际需要出发，根据最小区域原理，提出了一种快速评定直线度误差的数学模型。该方法是通过某一理想直线将被测实际线分成上、下两部分，即可精确找出符合最小条件的三个最优点。