锥—柱体跨声速绕流的物面侧体激波系

本文在实验结果基础上讨论了锥-柱体跨声速飞行时物面上产生的侧体激波系。分析了波系分布随来流M_∞数的变化;讨论了波系形成与流场内部流动机制的关系,进而解释了波系形成原因;建立了波系的一种模拟方法。最后,阐述了侧体波系研究在实际应用中的重要性。     

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

用数值模拟的方法研究磁暴主相期间影响环电流分布特征的要素

环电流是距离地心2～7 Re的带电粒子围绕地球西向漂移形成的.环电流的增强将引起全球磁场的降低,反映了地磁暴的强度.磁暴主相期间,对流电场驱动等离子体片中的能量粒子经历E×B漂移与俘获注入环电流,进入损失锥的粒子沉降到大气中.本文采用磁暴主相期间环电流离子分布的模型,结合上述因素研究不同离子能量下对流电场对环电流离子通量的直接影响,以及强弱对流电场下环电流能量离子投掷角的变化,并从物理上阐述造成此种通量分布特性的原因.      

基于MBD-CFD的软管-锥套空中加油仿真框架

随着无人加油等新兴应用场景的出现，软管-锥套式空中加油技术近年来重新得到了航空工业界的重点关注。使用计算机数值模拟手段对空中加油系统进行流体-动力学仿真，已成为空中加油系统设计、研发和飞行测试评估中的必备手段。一方面，基于工程简化模型的软管-锥套仿真方法的数值模拟精度难以满足实际需求，另一方面，完全基于非定常计算流体力学（CFD）的耦合仿真方法计算量较大，在有限计算资源条件下难以满足快速设计迭代与多参数优化的计算效率需求。通过将多个求解层次的流固耦合分析工具有机结合，建立了基于多体动力学（MBD）和CFD的加油机软管-锥套装置的耦合仿真框架和方法。对典型加油机-软管-锥套组合体的全尺寸构型和缩比构型进行了数值模拟，通过多个算例验证了本方法的可信性。通过将非定常CFD方法与基于气动建模的尾迹流场动态插值方法结合，可将后者的计算精度提高至与非定常CFD方法相当，同时将计算量减小2个数量级以上，从而实现了计算精度和效率的兼顾。     

北航陆士嘉实验室气动声学风洞试验研究进展

近年来,人们对飞机噪声的要求越来越严苛,适航标准对民用客机气动噪声水平提出更高的标准。首先介绍近年来在北京航空航天大学陆士嘉实验室D5气动声学风洞和D7气动声学风洞中所进行的多个典型气动噪声研究成果,其次以增升装置、起落架、腔体部件和钝体部件为研究对象,探究气动噪声产生机理和降噪技术,为提高该领域的认知和低噪声飞机机体设计提供科学依据和试验数据。     

碟形锥柱型药柱的燃烧规律

装药设计方法影响发动机内弹道性能，为提高装药利用率，分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算，得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图，进行了算例分析。计算结果表明：以药柱外径D为基准，当环向槽圆弧半径r∈(0, 0.05D)，圆柱段内孔半径R₂∈(0.1D,0.4D)，环向槽圆弧圆心旋转半径R₃∈(R2,0.42D)，圆柱段长L₂∈(0.4D,1.53D)时，药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与r和R₂的变化趋势同为单调递减，残药率与L₂∈的变化趋势为单调递增，残药率与R₃的变化趋势为先增大后减小。从减轻质量，提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑，建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。     

轴对称内锥流动中马赫盘的形成与演化

针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题，采用无黏数值模拟结合理论分析，在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下，以模型壁面前缘角度θ_w和壁面长度w/R为几何参数，研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的影响。结果表明，壁面前缘角度θw通过改变轴对称内锥形入射激波汇聚增强过程中达到von Neumann强度的位置，限定了马赫盘可能存在的位置范围；马赫盘位置还受其下游流动的影响，在不同的θ_w和w/R条件下，马赫盘下游流管内声速喉道的形成机制可以划分为依赖或不依赖壁面尾缘膨胀波两种类型；对于不依赖于壁面尾缘膨胀波的情况，声速喉道形成之前流管内的压力仅与反射激波的波后非均匀压力相匹配，马赫盘的位置不随w/R而变化；对于依赖于壁面尾缘膨胀波的情况，声速喉道形成之前流管还需要匹配壁面尾缘膨胀波引起的压力变化；根据反射激波下游与马赫盘下游流管的压力匹配关系，可以求解马赫盘位置。     

单路单喷口RP-3 航空煤油雾化特性试验研究

为了获取单路单喷口喷嘴的雾化特性及其影响因素，在综合试验台上进行供油压力为200～600 kPa的某喷嘴雾化特性 试验，得到RP-3航空煤油喷雾雾化锥角，使用相位多普勒粒子分析仪测得喷口处雾化粒度和油滴平均速度。结果表明：在不同油 压下的雾化锥角与韦伯数呈正比；在同一水平截面内，雾锥中心的油滴平均速度较大，且油滴平均速度也与韦伯数呈正比；索特尔 平均直径与韦伯数呈反比；喷口处索特尔平均直径最小；通过准则方程得到单路单喷口的RP-3航空煤油索特尔平均直径的关系 式为D32 = 58014d0 0.18416 v0.08768ΔP-0.45176；从关系式可见，压力对索特尔平均直径影响较大，压力的升高能迅速降低雾化粒度。     

位置约束下软式自主空中加油的抗干扰控制

针对加油机不稳定飞行和复杂风扰下的软式自主空中加油系统，提出一种位置约束下可控锥套的抗干扰控制方法。首先，建立考虑加油机不稳定飞行和复杂风扰的软管动力学模型和可控锥套动力学模型，并进一步将可控锥套动力学模型变换为方便控制器设计的形式。然后，在动态面控制框架下，利用新型坐标变换方法处理系统耦合非线性，结合约束函数和障碍Lyapunov函数解决初值过大的位置约束，以及设计干扰观测器估计未知的集总干扰。最后，理论分析和仿真实验表明了所提方法处理初值过大的位置约束的有效性，以及抗干扰能力的优越性。