基于伴随方程的网格自适应及误差修正

基于流场方程的离散伴随优化理论和三维非结构网格,建立了网格自适应技术和目标函数误差修正方法。详细研究了用流动伴随变量进行目标函数的误差估计和修正技术,构造了适用于格心格式有限体积法的流场变量插值技术和网格单元剖分判据,初步实现了网格物面投影和空间单元优化,发展了适用于有限体积法的整套网格自适应方法。对NACA0012翼型和ONERA-M6机翼绕流进行了自适应数值模拟,并对升、阻力等目标函数进行了误差修正。数值结果表明,本文自适应方法能正确地捕捉到影响目标函数计算精度的敏感区域,网格自适应和误差修正两项技术显著提高了升、阻力等目标函数的计算精度。     

S模式应答机自动测试系统研究

阐述了自动测试技术在航空电子设备维修中的应用,讨论了以控制计算机为核心的Ｓ模式应答机自动测试系统的硬件组成、软件开发中的技术难点和实现方法,最后,给出研究结果。     

用应力函数法求功能梯度梁的弹性理论解

假设弹性模量为厚度的指数函数,泊松比为常数,用应力函数法求解FGM梁的弹性理论解。得到了FGM简支梁弯曲问题的解析解。考察了不同弹性模量变化规律对FGM深梁位移和应力分量的影响。为校验FGM梁、板近似理论和数值方法的有效性提供了依据。     

基于客观隶属函数的模糊可靠性

提出并从理论上证明了当模糊可靠性计算公式中的安全余量具有对称概型时,将集值统计的随机集边界点假设为安全余量的线性函数,然后通过定积分运算获得其对结构安全模糊集隶属函数的方法。该法求取隶属函数杜绝了主观意识的介入,从而能更确切地反映客观。算例充分说明了该方法获得的隶属函数应用于模糊可靠性计算的科学性和客观性。     

近地卫星的GPS自主定轨算法研究

为了用GPS实现近地卫星的高精度自主定轨,提出了采用序贯UD协方差分解滤波算法作为定轨算法.完整地给出了序贯UD分解算法的计算公式,详细地推导了系统的状态方程和观测方程,建立了由9维状态向量和8维观测向量组成的导航系统模型.最后作了数字仿真试验,试验结果表明,文中的定轨算法既有较高的精度又便于星上计算机的实现.     

加工误差对2 维叶型损失系数影响的数值分析

叶片加工时由于公差和误差等原因其形状和尺寸往往会偏离设计状态,由此对叶片的气动性能造成严重影响。为了找到其中的规律,发展了1套简便可行的误差函数,在此基础上得到考虑了加工误差后的实际叶型。通过数值模拟得到了实际叶型的气动性能,并对其进行统计分析,验证了所采用的误差函数是可行的。计算了实际叶型的设计参数(如弦长、前尾缘半径、进出口金属角、最大厚度及其位置等),发现最大厚度和前缘半径的变化是导致实际叶型气动性能发生变化的最重要原因。在不同公差下,计算得到最小损失系数的概率密度函数,结合不同设计对叶型气动性能的不同要求,可用于评估设计和选取性价比最高的加工方式。     

基于层流小火焰和beta-PDF的预混燃烧模型

研究了基于层流小火焰概念和假定beta-PDF(probability density function)的湍流预混燃烧模型.该模型采用PREMIX程序来计算层流小火焰,将计算结果表示为进程变量的函数,并利用进程变量的beta-PDF积分生成了用于RANS(雷诺平均Navier-Stokes)计算的PDF表.以化学当量的甲烷湍流本生火焰为算例对模型进行了计算验证,并与Zimont模型的计算结果和实验结果做了对比.结果表明,平均速度分布与实验符合的较好,温度和湍动能计算结果有待改善.本模型高估了化学反应速率,导致计算火焰比实际瘦,这是因为模型中未能考虑湍流对火焰的拉伸和弯曲效应,考虑湍流拉伸和弯曲效应的预混燃烧模型是今后进一步研究的方向.      

基于人机工效的座舱显控软界面设计规约

针对如何规范化地进行座舱显控软界面设计的问题,系统地研究了人机工效学对座舱显控软界面的通用要求,提出了一种基于人机工效的座舱显控软界面设计规约,主要从软界面设计原则,显示和控制交互设计要求、显示信息分配和记忆功能等方面进行论述,充分考虑人机工效性,减轻飞行员操作负荷,作为战斗机座舱显控人机界面设计的依据,具有实际应用价值。     

HLFC后掠翼优化设计的若干问题

使用扩展自由变形参数化方法,基于径向基函数的动网格技术和改进的混合粒子群算法,考虑吸气的e^N转捩预测方法和雷诺平均Navier-Stokes求解器,搭建了针对混合层流流动控制（HLFC）后掠翼的优化设计平台,对HLFC后掠翼的气动外形设计、雷诺数影响、吸气分布设计等多个问题进行了研究,对比分析了在这些因素影响下HLFC后掠翼的阻力系数和层流区长度的差别,进而探索了相应的设计准则。研究表明,对于层流区较长和阻力系数较小的HLFC后掠翼来说,它们上表面的压力分布具有共同的特征：头部峰值较低,之后有一个小的逆压,接下来是一段较长的均匀稳定的顺压,这段顺压最后终结于一道激波。应用HLFC技术后,通过实现大面积的层流区,机翼的摩擦阻力和压差阻力均可显著地降低,降低的幅度远大于不考虑层流控制的设计结果。同时,HLFC机翼的设计应综合考虑摩擦阻力、压差阻力、激波强度和配平阻力（低头力矩）,层流区最长不一定意味着阻力最小。一般来说,雷诺数越高,越难维持层流,但应用混合层流控制技术后,即使在难以实现自然层流的高雷诺数下,HLFC机翼依然有较长的层流区。通过对吸气分布的设计进行研究,说明了非均匀吸气比均匀吸气要更有效率一些,能够节省吸气量。     

概率密度函数分析监测发动机气动不稳定征兆

对某型单轴涡喷发动机节流过程中的喘振故障进行了试验研究。在手工关闭放气带的情况下,该型发动机的共同工作线确定地穿越喘振区域,从最大状态收油门减速将会导致该型发动机进入不稳定工作。数据分析中发现压气机第一级静子机匣壁面静压对节流最为敏感,且静压脉动分量的概率密度函数分布随节流有规律地发生变化。定义了概率密度函数特征值θ来量化这种变化。进一步的数据分析表明,θ可以反映压气机第一级端部的流动分离情况,可以作为试验发动机节流过程中的气动稳定性指标。与直接检测模态扰动和短周期扰动相比,监测θ的变化可以为该型发动机提供较长的失速预警时间。