高雷诺数二维充气机翼构形的气动特性

针对基于二维充气机翼的构形特征进行高雷诺数条件下的气动特性分析.首先通过对二维充气机翼构形特征的设计,建立了描述逼近程度的误差参数和若干模型;进一步运用数值方法,通过与标准翼型的对比,分析充气机翼的气动性能及其误差参数的敏感性.数值结果表明:在高雷诺数条件下,充气机翼的气动性能相对于标准翼型有所降低.同时,结合对流场特征的分析,从机理上解释二维充气机翼与标准翼型气动性能差异形成的原因,即导致总的阻力系数明显增加的主要原因是其凹凸起伏的表面对充气机翼表面压力分布所引起的变化,局部压力升高从而大幅增加了压差阻力.      

锯齿尾缘叶片气动特性和绕流流场的数值研究

以基于NACA 0018翼型的锯齿尾缘仿生叶片为研究对象,采用大涡模拟的方法研究锯齿相对齿宽与相对齿高对锯齿尾缘叶片的气动特性和非定常绕流流场的影响规律和机制.研究表明,尾缘锯齿参数对叶片气动性能的影响是复杂的非线性过程,在一定来流攻角范围内能提高升阻比,但失速提前.如在9.4°~14.8°来流攻角范围内,不同相对齿宽系列叶片的升阻比高于原始叶片,升阻比与锯齿相对齿宽之间没有线性关系.研究还表明,锯齿尾缘能延迟边界层分离,加速尾迹的流动掺混和能量扩散,改变非定常涡结构和涡脱落频率.相对齿高的变化对非定常流动特性的影响更为显著.尾缘锯齿诱导的二次湍流射流和吸力面侧反向涡对改变了原始叶片的绕翼环量,进而影响锯齿尾缘叶片的气动特性和绕流流场特性.      

风洞自由飞试验中气动参数辨识准度评价方法研究

当高超声速风洞自由飞试验的测量数据被有色噪声污染时,传统的Cramér-Rao界作为参数估计准度的度量往往过于乐观。文本采用一种修正协方差方法来处理传统的最大似然估计的残差,以便计算出有色残差情况下精确的Cramér-Rao下界,对辨识参数结果进行不确定度评价。以10°半锥角尖锥模型为例,通过大量的Monte Carlo仿真试验和风洞试验验证了修正协方差方法的有效性。结果表明,在风洞试验测量存在有色噪声情况下,修正协方差方法给出的标准差均值约为传统的Cramér-Rao界方法给出的标准差的3~5倍,与参数估计的统计标准差一致,客观反映了参数辨识结果的精准度。     

国外新一代载人飞船减速着陆技术研究

新一代的载人飞船向着多功能化、多任务目标适应性的方向发展,可重复使用性和精确着陆的要求逐步提高。文章介绍了美国多用途乘员飞行器(MPCV)、乘员航天运输-100飞船(CST-100)、龙(Dragon)飞船,以及俄罗斯新型载人航天运输系统(PPTS)等典型的新一代载人飞船的减速着陆技术;主要研究了降落伞系统、减速着陆工作程序及着陆缓冲系统;分析了在气动减速和着陆缓冲方面采用的群伞技术、着陆缓冲技术、精确着陆控制技术;提出我国在新一代载人飞船研制时应大力开展群伞系统、大载重着陆缓冲系统的研制,并进行减速与着陆缓冲系统地面试验和空投试验技术的研究。     

一种基于求解椭圆型方程的结构动网格生成方法

基于椭圆型网格生成法,实现了一种简单高效的贴体结构动网格生成方法,可用于具有移动边界问题的非定常流动数值模拟。该方法提出,在网格变形过程中,Poisson方程需要的控制网格间距和正交性的源项可以通过提取已知的静态网格源项直接得到,并在整个动网格生成过程中保持不变。因此,在椭圆型网格生成中需要通过外迭代确定源项的过程可以得到省略,而且该方法不需要人工指定参数。这使得方法具有高效和易于嵌入到已有程序中的特点。数值模拟结果证明,采用这种方法获得的网格能够较好地保持静态网格原有的正交性和光滑性,在相同迭代步数约束下,网格求解效率低于传统弹簧模拟法,但鲁棒性优于弹簧模拟法。     

一种涡轮排气蜗壳的优化设计

为了改善涡轮排气蜗壳的排气效果,选取一种箱式蜗壳为原始计算模型,通过数值模拟研究了该排气蜗壳的气动性能,揭示了蜗壳内部流动损失的主要来源,在不改变其几何尺寸的前提下,提出了一种蜗壳的分流层改型设计,并与两种一般改型方式的效果作比较.数值计算结果表明:在设计工况下,分流层改型设计可使排气蜗壳的总压损失系数最多降低32.12%,静叶恢复系数最多提高48.73%,其效果好于扩压结构弧线改型,但弱于蜗壳壁面轮廓型线改型,在此基础上揭示了分流层设计改善蜗壳气动性能的机理.      

弧齿锥齿轮齿面拓扑修形及加工参数计算

为了能够实现对齿面啮合性能的灵活控制,针对弧齿锥齿轮小轮提出一种齿面拓扑修形方法,即借助二阶曲面对齿面偏差拓扑的近似表达,将齿面拓扑修形分解为5个方向:螺旋角修正、压力角修正、齿长曲率修正、齿廓曲率修正及齿面挠率修正,通过改变5个方向的修形系数对小轮齿面拓扑结构进行自由控制。在此基础上,建立齿面偏差与机床加工参数之间的修正数学模型,通过构建敏感性矩阵并采用最小二乘法求解,反求出获得修形齿面的小轮加工参数,以便指导加工。以一对弧齿锥齿轮副为例进行修形啮合分析,仿真结果表明:选取齿长曲率修形系数为0.0001,齿廓曲率修形系数为0.0005,齿面挠率修形系数为0.0003,对齿面进行拓扑修形后传动误差幅值为-25.60″,接触迹线倾斜角度变为54.7°,相比原始结果啮合性能得到改善。滚检接触区与理论仿真结果一致,验证了修形方法的有效性。      

基于图论的燃油管路稳态流动计算方法

基于节点分析法,提出将局部损失并入相应管段的处理方法,推导阻力计算公式,从而得到兼顾沿程和局部损失的稳态流动计算方法。将该计算方法应用于实际的航空发动机燃油管路,采用VB.NET语言编写计算软件;同时,对燃油管路开展三维数值模拟计算。结果表明:局部损失对管路的流量分配影响较大;该计算方法得到的流量分配与数值计算结果趋势吻合很好,差别在±10%。      

航空发动机部件级模型实时性提高方法研究

基于大涵道比涡扇发动机部件级模型,从减少单次流路计算耗时和降低单步流路计算次数两方面研究提高模型实时性的方法。测试并分析了发动机各模块单步计算耗时,通过建立气体热力属性插值表,使模型单次流路计算耗时减少80%,在3.3GHz Intel CPU平台下模型单次流路计算耗时0.02ms,在168MHz STM32F407硬件平台下耗时1.55ms。研究了不同收敛残差对模型流路计算次数及仿真精度的影响。仿真结果表明:相比Newton-Raphson法,Broyden法流路计算次数更少;将迭代求解残差由0.0001调整至0.001或0.005,模型流路计算次数显著减少,低压转速仿真偏差在0.2%以内。     

双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。