临近空间高速飞行器抛罩过程的动网格方法对比

飞行器抛罩是一个复杂的动力学、流体力学耦合问题,涉及六自由度运动方程与N-S方程的耦合求解,其中动网格非定常计算是关键技术。针对二维临近空间高速飞行器,将耦合过程简化为匀速旋转抛罩,对比分析了光顺重构法、重叠网格法、域动分层法三种工程易行的动网格方法的仿真结果,并得到如下结论:三种方法在整流罩关闭状态下的定常流场结果一致,均能捕捉到非定常开罩过程的典型特征,得到正确的起动结果;在非定常过程中光顺重构法的分离区吞入速度慢于重叠网格法和域动分层法;重叠网格法的计算通用性最好,域动分层法的计算速度最快,光顺重构法的理论精度最高;由于光顺重构法的网格更新对于复杂模型容易失败,域动分层法只能处理运动轨迹已知的问题,三维动力学耦合计算建议采用重叠网格法;在进行整流罩的三维设计时,应考虑溢流效应以缩小整流罩前方的大分离区,降低飞行器的控制及热防护上的困难。     

保外形进气道研究及应用现状北大核心

为解决常规外露式进气道给飞行器带来的飞行阻力增大和隐身能力变差的问题,对保外形进气道的几种设计思路进行了探讨。重点综述了埋入式进气道的设计思想、研究与应用现状,分析了将保外形进气道应用在高速大机动战术导弹上的主要难点和亟待解决的问题。最后对埋入式进气道在战术导弹上的应用前景进行了展望。     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

基于动态四叉树搜索的民航行李车码放算法

民航行李智能化码放是未来行李处理的重要发展方向。为解决当前运输过程中劳动密集、效率低下等问题,提出了基于动态四叉树搜索的民航行李车码放算法。基于行李构型沿竖直方向动态规划组合成复合条,针对根节点空码放方案构造四叉树,设计动态最低利用率公式,在四叉树的每层生成复合层,4个分支为4种复合层放入后的新码放方案。设计了一种优化剩余空间的动态选择算法,在每层选择并保留n个最优码放方案继续搜索,当无法生成新码放方案时算法结束,取搜索过程中填充率最高者为最终码放方案。在现实算例的测试中,码放方案的平均空间利用率为91.63%,相对于选取的同类算法提升了16.83%,且算法稳定性更强,可多行李一次装载,并使用现实机械手码放平台验证码放结果。      

卫星姿态控制推力器布局分析

针对卫星姿态控制过程中推力器数目和分布的选取问题,给出了星上常用的4种推力器安装布局,通过相平面控制,给出了各个稚力器的喷气时间,通过对不同布局下系统的控制精度、燃料消耗和可靠性等方面进行分析和比较,给出了推力器布局设计准则.该准则表明系统的可靠性和燃料消耗是推力器布局设计的主要参考依据.     

低轨星载粒子探测器布局优化研究

基于卫星工具包(STK)、MATLAB软件和国际地磁参考场(IGRF)模型,对粒子探测器在低轨卫星任务中的投掷角测量范围进行了仿真,并给出了其探测器的星上布局优化方法。研究结果表明:粒子探测器的星上布局选择与任务的探测目标相关。如果探测目标是束缚在磁场中作弹跳运动的粒子,应将探测器在朝向卫星轨道坐标系±Y轴的基础上向卫星的前进方向偏转;如果探测目标是处于损失锥中的沉降粒子,应将探测器在朝向卫星轨道坐标系-Y轴的基础上向天顶方向偏转;为实现全投掷角探测范围的探测,要使用多个探测器通过构型布局优化进行联合探测。文章提出的投掷角测量范围分析与优化方法,可推广到多种轨道高度的粒子探测卫星总体设计中,为提升卫星的总体分析设计水平提供支持。     

S形进气道流路造型方法及其对性能影响的研究

根据S形进气道的几何边界条件,提出了一种基于多项式的中心线及面积分布率曲线的流路造型方法。选择不同的拐点位置,采用该方法构造了9条具有代表性的中心线及面积分布率方程。组合不同的中心线和面积分布率曲线建立了相应的S形进气道的几何造型,并采用三维N-S方程进行求解,得到了总压恢复系数和DC60等性能指标。分析计算结果表明,中心线对S形进气道总压恢复和出口动压起着主要影响,随着中心线方程拐点位置后移,S形进气道总压恢复系数和出口动压呈明显增加趋势;中心线和面积分布率组合共同影响着DC60指标,当中心线拐点过于靠近进气道进口而面积分布率曲线拐点靠近进气道出口时,进气道下游的涡将会发展到出口,从而大幅度影响DC60指标。     

不同燃料燃烧加热对超燃冲压发动机性能影响的分析与评估

为了评估不同燃料燃烧加热的空气污染对超燃冲压发动机性能的影响,重点研究了相同流动匹配条件下四种不同燃料燃烧加热的超燃冲压发动机性能(氢、甲烷、酒精和煤油)。对相同流动匹配条件下,地面模拟飞行Ma=6,高度25km的超燃冲压发动机流道性能采用数值模拟进行了评估,并将之与飞行条件下的发动机性能进行了对比分析。结果表明,不同加热方式对进气道升力和升阻比有显著影响(升力最大差异>8%,升阻比最大差异>6%),对超燃冲压发动机性能也有显著影响,比推最大差异97N·s/kg,燃烧效率最大差异11%。      

二元超声速进气道流管压缩量特性与应用初步研究

为研究流管压缩程度与超声速进气道临界总压恢复系数的规律,以双楔外压式进气道为例,对不同来流马赫数、多种方案进行实例研究。研究马赫数范围为2.0至4.0,各种压缩方案涉及宽泛的总转折角范围和多种楔角组合方式。研究结果表明,就通常设计中常用的压缩方案范围而言,临界总压恢复系数与流管收缩比呈明显的正相关变化规律,并在一定的范围内两者呈近似线性关系,基于流管收缩比可实现对临界总压恢复系数大小的近似判断。      

航路网络交叉点布局规划的差分进化算法

航路交叉点布局问题（CrossingWaypointLocationProblem,CWLP）是航路网络设计的决定性问题,CWLP模型具有不可导、不可微等特性,因此不能用传统的算法对其进行处理。差分进化算法能够较好地解决航路汇聚点布局问题,在处理模型约束条件时,综合考虑各交叉点冲突约束违反程度和所有交叉点冲突数之和,将前者作为个体优劣的判断标准之一,后者转化成个体适应度,即个体的另一目标函数,求解过程中选用了动态的标准差分进化机制以确保算法的收敛性。将算法应用到北京飞行情报区航路网规划模型中,验证了算法的有效性。