带冷气掺混的涡轮级流场数值模拟

为了实现对带冷气掺混的涡轮级流场的数值模拟 ,利用 Jameson有限体积方法在 H型结构化网格上求解 Reynolds平均 Navier-Stokes方程组。根据混合平面假设实现涡轮级 (导向叶片 /转子 )动静流场的联算。采用一维等熵流动模型求解冷却气体在冷却孔出口的流动参数 ,并通过在边界注入相应的通量引入冷却气体对主流流场的影响。通过对典型算例计算 ,获得与实验吻合的结果。验证了本文方法的可行性和计算精度。基于此 ,本文对亚音速和跨音速两组涡轮级的带冷气掺混的三维流场进行了粘流流场和换热分析 ,获得了合理的计算结果。     

6A60铝合金板材三级时效工艺研究

以6A60铝合金板材为研究对象,通过研究特殊热处理过程来改善6A60铝合金的耐蚀性能.6A60铝合金在三级时效制度下(140℃/6h+180℃/5h+140℃/4h,140℃/6h+200℃/2.5h+140℃/12h)已经消除了6A60合金的晶间腐蚀倾向,仅有轻度点蚀产生,剥落腐蚀性能为EA,合金的力学性能达到405MPa, 延伸率达到12%以上.     

基于拟平衡滑翔的横程最大轨迹研究

求解横程最大弹道问题就是要探求飞行器的最大横程机动能力。将地球看成一圆球,不考虑地球自转,建立三自由度再入滑翔飞行的动力学和运动学方程。用最优控制来描述此问题,控制量为倾侧角和迎角,进一步基于拟平衡滑翔条件推导出由状态变量和倾侧角描述的迎角控制规律的形式,从而使得控制量只有倾侧角。在此模型的基础上采用基于四阶经典Runge-Kutta积分法的配点法来描述此最优控制问题,将其转化为非线性规划问题,优化的性能指标为末端横程最大,用SQP算法优化得到了最优倾侧角控制规律以及相应的飞行轨迹,其结果与直接打靶法计算的结果一致。     

用于低速模拟试验的低速模型压气机气动设计

介绍了旨在改善高压压气机性能的低速模拟试验方法,及其在国内外的发展情况。在参考国外成功经验的基础上,基于一定的相似准则,摸索出了一套低速模型压气机的设计方法。为了验证该方法的可行性,针对某方案设计的高压压气机后面级设计了一台4级重复级低速模型压气机。借助全三维黏性流场计算,证明该压气机模拟级进、出口各主要气动参数沿径向的分布,以及转子、静子叶片表面压力系数的分布与高压压气机的被模拟级是一致的。从数值计算的角度初步证明了利用该方法设计低速模型压气机是可行的。     

基于龙芯处理器的系统移植方法和应用可行性研究

提出了基于龙芯计算模块的嵌入式操作系统移植和实现方法,实现了龙芯计算模块的操作系统加载、启动和驱动开发,并介绍了龙芯处理器的性能测试方法和测试结果,为龙芯国产处理器在航空电子领域的部署和应用可行性提供了一定的依据.     

部件三维仿真模型与发动机循环参数分析的耦合方法研究

为了将基于部件三维仿真模型获取的部件工作特性耦合于发动机循环参数分析、提高整机性能预估的可信度,本文提出了改进完全耦合方法,结合核心机驱动风扇级(Core Driven Fan Stage,CDFS)三维仿真模型和变循环发动机(Variable Cycle Engine,VCE)零维仿真模型,使用迭代耦合和改进完全耦合方法建立了VCE多维度仿真模型,研究了修正因子计算方法及边界参数松弛处理方法对VCE多维度仿真模型的影响,对比了迭代耦合与改进完全耦合方法的差异。结果表明,采用改进完全耦合方法时,直接将基于部件高保真度仿真模型得到的压比和等熵效率应用于发动机循环参数分析,可避免非线性方程组线性化过程对部件高保真度仿真模型的重复调用,同时计算过程不依赖于部件通用特性图。采用优化方法计算修正因子或者对边界参数进行松弛处理均可以抑制改进完全耦合方法中迭代残差的震荡,加速收敛。改进完全耦合方法与迭代耦合方法计算结果无明显差异,且在使用优化方法计算修正因子时收敛速度基本一致。超声速巡航状态下,与VCE零维仿真模型的计算结果相比,多维度仿真模型中CDFS压比升高了2.73%,由此导致VCE推力降低了3.48%。     

基于网格测力数据的多体分离轨迹预测方法研究

将基于风洞网格测力试验数据建立的气动力模型与刚体运动方程进行耦合求解得到多体分离轨迹-时间特性,建立了一种多体分离的离线轨迹预测方法。为了提高气动力模型的预测精度,针对移动最小二乘法（MLS）模型提出一种新的权函数形式,针对Kriging气动力数学模型通过加入样点预处理提出了Kriging-Pre数学模型。研究方法应用于来流马赫数6条件下,某并联两级入轨飞行器标模的分离特性研究。研究表明采用改进的两种气动力数学模型均可有效提高分离轨迹预测精度,得到与CFD以及风洞试验定性一致的结论。验证了本文提出的离线轨迹预测方法可以满足当前多体分离特性定性分析需求,具有较高时效性。