隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计与风洞实验研究

本文为隐身外形飞行器用埋入式进气道发展了一套设计方法。该方法的理论基础是埋入式进气道进气机理和气动S弯概念,其关键技术包含通道中心线设计、横截面面积变化规律设计以及横截面形状设计等,各技术可以方便地用数学方法加以描述,整个方法易于编程实现。并结合一种隐身外形无人机提出了埋入式进气道方案,通过实验得到了此类隐身外形飞行器用埋入式进气道的气动特性。结果表明,所提出的埋入式进气道方案可行,所设计的模型进气道性能良好,所发展的设计方法合理。同时验证了埋入式进气道进气机理的正确性,也表明隐身外形飞行器与埋入式进气道的组合方案具有十分光明的应用前景。     

边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°~40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明:该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。     

热处理对高Co-Ni超高强度钢冲击断口的影响

研究了不同固溶及回火温度对高Co-Ni超高强度钢23Co 14Ni12Cr3Mo的Charpy V型缺口试样冲击功AKV和硬度HRC的影响,并用扫描电镜观察分析不同处理状态下的冲击断口形貌,用透射电镜对未溶碳化物进行了分析.结果表明,在850～930 ℃范围内固溶,随温度的提高,冲击功升高,硬度先升高后降低;在454～510 ℃范围内回火,随温度的提高,冲击功也增加,硬度降低.断口形貌观察结果表明,试验用钢冲击断口形貌均呈韧窝状,为韧性穿晶断裂,随固溶温度升高韧窝变大变深.韧窝中发现M23C6型碳化物颗粒,随固溶温度的升高而逐渐减少,提高固溶温度对改善试验用材料综合性能有利.     

民机的一种新型布局形式——翼身融合体飞机

 讨论了一种区别于机翼与圆柱机身的传统民机外形——翼身融合体（BWB）外形。从给定容积下减少浸润面积和摩擦阻力的考虑发展出了翼身融合体的概念。在满足系列设计约束条件下讨论了适于大型（800座）客机的翼身融合体的技术和商业上的可能性。概念设计研究表明,翼身融合体外形可获得比常规外形更好的性能。巡航升阻比可从传统外形的19提高至23。480座的BWB外形与同量级的传统外形（A380-700）相比,最大起飞重量可减少18%,每座位燃油消耗可减少32%,具有良好的环保性。通过气动载荷分布规律的反设计,翼型修型和三维优化设计等气动设计方法可以有效减阻和提高BWB的气动性能。由于BWB的高度融合性,讨论了多学科优化设计方法的重要性和有效性。BWB概念能够发展成BWB系列机,进一步提高巡航马赫数也是可能的。     

LY12CZ铝合金材料的室温和高温单轴循环变形行为及其时间相关性

 对LY12CZ铝合金室温和高温下的单轴循环变形行为及其时间相关特性进行了实验研究,重点讨论了环境温度、应力水平、加载波形和峰值保持对材料棘轮行为的影响。结果表明：室温和高温下,LY12CZ铝合金体现出循环硬化特性,并具有明显的应变幅值依赖性;材料的棘轮行为不仅依赖于当前的平均应力和应力幅值大小,还与加载历史密切相关。尽管LY12CZ铝合金在单调拉伸时对应变率的变化不敏感,但其循环棘轮行为具有明显的时间相关特性：有峰值保持时产生的棘轮应变明显大于没有保持时的值,并随保持时间的增加而增大;正弦波形下的棘轮应变大于三角波形下的棘轮应变。     

进气道旋流发生器的设计与数值模拟

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,设计了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.利用CFD数值模拟技术,对旋流发生器进行了各种组合的流场计算,分析了可调参数对旋流发生结果的影响.结果表明,所设计的旋流发生器能够产生整体涡强度达8°～22°的旋流,叶片数对旋流整体涡强度的影响最为显著.     

一种考虑气动弹性的运输机机翼多学科优化方法

探索了在运输机初步设计阶段的一种计及气动弹性的机翼气动/结构综合优化设计方法.该方法将试验设计方法与二次响应面、Kringing模型和神经网络等工程近似技术相结合,建立考虑气动弹性后的气动性能和结构性能的近似分析模型,在这些近似模型的基础上进行最优化设计.应用该方法进行了高亚声速运输机计及气动弹性的机翼气动/结构综合优化设计,设计结果表明:(1)近似模型精度满足工程设计要求,所设计的高亚声速运输机机翼具有较好的气动/结构综合性能,表明本文方法是可行的;(2)计及气动弹性的优化设计结果比不考虑气动弹性的优化设计结果性能有很大提高,说明对高亚声速运输机机翼设计来说,在初步设计阶段考虑气动弹性是很有必要的.     

基于模拟退火算法与响应面模型的三维气动优化设计方法

提出了一套适用于高耗时三维气动设计问题的优化设计体系.其主要思想是采用改进拉丁超立方体试验设计选取样本点,应用自行开发的三维粘性流场求解程序进行流场计算建立数据库,采用二次响应面方法建立近似模型,再应用高效模拟退火算法进行全局寻优.以NASA rotor57为对象,在详细进行流场计算基础上采用所提出的优化体系对其进行了三维积叠优化设计.在对流量、效率加以严格约束的条件下,总压比可提高1.8%,对流场结构进行了分析.优化结果表明本优化方法省时,适于三维气动设计的特点.     

固体火箭发动机延伸喷管展开动力学分析

为获得延伸喷管展开特性参数,根据实际测得的延伸锥展开各种摩擦阻力之和,利用分析力学及数值分析有关理论对延伸喷管进行展开动力学分析与计算。计算得到的展开位移和试验测得的展开位移曲线吻合,展开时间和试验值相比误差仅为4.7%。分析计算对延伸喷管技术研究具有重要参考价值,为延伸喷管展开机构的改进提供了重要的理论依据。     

光束扩展、光船倾斜和漂移对光船自由飞行演示的影响

为了研究光船的地面演示自由飞行试验中激光束扩展、光船相对激光束的倾斜和漂移等因素对光船飞行高度的影响,采用了理论分析和数值模拟相结合的方法。分析表明,激光束的扩展将导致光船接收激光功率的减小,光船相对于光束的倾斜会影响激光的聚焦和光船推力方向,但光船的倾斜力矩不会在飞行过程中累积而使光船倾斜过大,而光船的漂移则会改变光船推力以及侧力的大小。光船飞行数值模拟仿真表明,在横向偏移扰动下,光船在没有达到最大可能高度之前将脱离光束从而失去动力。研究结果显示,减小光船的横向偏移和激光束的发散角可以有效提高光船垂直上升的高度。