基于当地变量的横流转捩预测模型的研究与改进

Langtry和Menter提出的转捩预测模型需要改进以具备预测横流转捩的能力。当地变量Helicity参数可以指示边界层内的横流信息,因而可用来构造适用于复杂构型以及当代计算流体力学(CFD)并行计算的横流转捩预测模型。实现了基于Helicity参数的横流转捩预测模型,对于后掠角为45°的NLF(2)-0415无限展长后掠翼,模型能够预测不同雷诺数对横流转捩的影响,但是对6:1椭球的横流转捩预测结果与试验数据相差较多。针对实现的横流转捩预测模型的缺点,考虑横流速度因素进行改进。横流速度的求解经过简化近似可以当地求解,因而保证了改进的模型完全基于当地变量的优势。采用改进后的横流转捩预测模型分别对NLF(2)-0415机翼、6:1椭球以及DLR-F5机翼进行数值模拟,并与试验数据进行对比分析,结果显示改进后的横流转捩预测模型可以较为准确地捕捉横流转捩现象。     

InSAR成像匹配制导技术

为了解决飞行器远程全天候高精度自主导航的问题,提出一种InSAR成像匹配制导技术,利用InSAR生成的高程数据与基准高程图进行精确匹配,并通过构象模型反演出飞行器的空间位置。分析对比了多种精确地形匹配方法,采用基于F.Leberl数学模型的空间定位方法并分析了误差影响。仿真结果表明,该方法可以实现飞行器高精度自主导航定位,大大提高飞行器的适应性和抗干扰能力。     

导弹蒙皮红外辐射特性的数值计算与分析

采用逆向蒙特卡罗(RMC)计算方法,在给定的飞行状态下分别计算出亚声速与超声速导弹蒙皮辐射源在不同方位角的2～μm、8～14 μm波段红外光谱辐射强度及强度场分布.结果表明:对亚声速导弹,相对于8～14 μm,其2～μm的辐射可忽略不计;对超声速导弹,相对于2～μm,其8～14 μm的辐射只有0%左右,但其绝对值较大而不可忽略不计.导弹的红外辐射在0°～90°探测位置内增加,在90°～180°内减小.大气对低空亚声速导弹辐射衰减作用强,对高空超声速导弹辐射衰减作用弱.超声速导弹的最大辐射强度是亚声速的18倍.      

混合不确定系统鲁棒稳定性检验的数值方法

混合不确定系统的鲁棒稳定性问题可以转化为一有理函数簇边界的H_∞范数检验问题.为了减小计算复杂性,对一类线性部分仿射取决于变化参数的混合不确定系统,探讨了其数值求解方法.结果表明在固定的频率上边界对象的象是复平面上的一圆弧.对此文中获得了一个新的最大圆弧范数计算公式并诱导出一个可在有限频率范围内进行边界检验的算法.大大减小了计算量.     

双三角翼飞机气动力工程计算研究

 双三角机翼比三角机翼气动布局具有更优越的升阻特性.飞机空气动力的工程计算是用数值方法寻求飞机最优设计方案的基础.采用基于面积比思想的半经验工程算法计算了双三角翼飞机的升力系数曲线斜率、零升阻力系数和诱导阻力因子.结果经风洞试验数据校验,精度完全能满足飞机方案设计要求.算法在某改型飞机方案设计中得到了成功的应用.     

吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究

发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径.吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计.笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件.研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献.     

高超声速飞行器表面气动热和粘性摩擦力计算

本文给出了高超声速飞行器表面摩阻和传热系数 (斯坦顿数 )的计算结果。采用两种方法平面切面法亦即二维边界层近似法和工程方法计算了飞行器高超声速绕流的粘性效应 ,并对两种方法的计算结果作了仔细的比较。由文可见 ,对于在稠密大气层内 ,沿轨道运行头速度恒定的高超声速有翼飞行器 ,能够用本文所采用的两种方法计算其表面摩阻和热载荷。此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算。     

关于有理Bézier曲面片的几何连续拼接问题

本文深入研究了有理Bézier曲面片的几何连续拼接问题,给出了GC~1拼接条件的显式表示和判断两曲面片GC~1拼接状况的判定条件。用此条件可编写一简单程序,通过输入两曲面片的控制顶点及权因子,便可以“YES”或“NO”的输出回答两曲面片的拼接是否为GC~1连续。在非GC~1拼接时,可对称地修改两曲面片使其GC~1拼接。最后,本文给出了几种CAD/CAM工程中实用的充分条件。     

波瓣混合结构三维流场数值计算

在贴体曲线坐标系上，采用有限控制体的非交错网格设置，对波瓣混合结构的三维混合流场进行了数值研究。经计算得到了波瓣混合结构气流混合的不同轴向截面上的速度分布，可以看出，由于波瓣尾缘处轴向旋涡的作用，主流和次流形成高效率的对流型混合，其轴向速度分布型面发生了明显的变化，气流间梯度较大的参数分布趋于均匀，这些特征与实验结果是一致的。     

跨声速风洞翼型实验洞壁状态的鉴定方法

本文叙述了利用近洞壁处实测的两排静压分布,在不同马赫数和零迎角条件下,对沿轴向分段可变开闭比斜孔壁状态的鉴定方法。计算用小扰动压力方程,鉴定结果与实验分析一致。用两排实测近洞壁处静压分布对洞壁状态做鉴定计算,主要优点是不涉及模型附近的复杂流场,可以采用简单的数学模型;不需要实验模型的描述; 便于向三元推广。