翼型纵向俯仰非定常气动力研究

飞行器飞行时受到的非定常气动力是飞行器设计以及机动飞行中须考虑的一个重要因素。采用CFD方法数值模拟了NACA0012翼型在马赫数从0.2~5.0范围变化时做强迫振荡的非定常流场。通过积分法计算了在不同马赫数时翼型的俯仰动导数。计算结果表明,迟滞效应随马赫数的增大先增大后减小,在跨声速区域迟滞效应达到最大;迟滞环的绕向在跨声速区域为顺时针方向;迟滞环顺时针绕向时,动导数大于零,模型动不稳定,逆时针绕向时,动导数小于零,模型动稳定;旋转角速度越大,翼型表面非定常气动效应越明显。     

山地风场平均及脉动风速特性试验研究

山地风场具有与平地风场截然不同的特性,为了研究平均和脉动风速在山地中的空间分布规律,进行了10个不同坡度和高度h的三维轴对称山体模型的边界层风洞试验。试验结果显示:平均风速在山顶达到最大加速,在背风面山脚达到最大减速;山体坡度越大,山顶加速效应越大,背风面山脚减速越大。脉动风速均方根值在山体迎风面和山顶均与平地风场接近,在背风面山脚增加最大,在其后5h位置,恢复与平地风场相同。根据试验结果提出了新的山地风场平均及脉动风速分布模型。     

双圆弧环量控制翼型数值研究

运用数值模拟手段分析了一种双圆弧超临界环量控制翼型,它具有高速巡航短距起降双重优势,初步探讨了这种超环量翼型在起飞不同阶段和不同飞行迎角下升阻力性能变化规律。在此基础上对这种翼型进行了几何优化,结果表明,射流缝高度约为环量翼型弦长的0.2%;环量襟翼偏转角度为30°;铰链旋转点在弦长88.06%～89.85%之间时,升...     

飞机雷电直接效应综述

飞机的雷电直接效应对飞行安全构成危害,在飞机设计时必须充分考虑这些危害。对比了金属飞机和复合材料在雷电直接效应上的差异,分析了雷电直接效应对各种复合材料的影响,并对燃油系统、电力系统和推进系统等关键部位的雷电危害机理及危害程度进行了全面分析,可为飞机雷电防护设计及试验提供参考。     

旋转盘腔预旋角度的敏感性分析

采用单向FSI(fluid structure interaction)数值方法,研究转静系旋转盘腔进气预旋角度的变化对冷却效果的影响,并依据旋转盘腔冷却问题的工程评价体系对冷却效果进行评价.结果表明:当进气和旋转雷诺数均不变时,旋流比是进气预旋角度的单值函数.旋流比的改变能够使流动结构发生变化,影响盘面换热效果和转盘温度分布,导致与温度梯度相关的热应力也发生变化.随着旋流比的增加,旋转盘腔的流阻损失增大,迎风面平均换热效果呈现先减弱后增强的趋势,转盘整体应力水平上升,以及在盘心处的最大等效应力值增大.进气预旋角度的变化能够从部件承受能力和实际使用载荷两方面对涡轮盘的失效概率产生影响,因此,在涡轮盘腔设计阶段,需考虑预旋角度对涡轮盘安全性的影响.      

狭缝间距变化对冲击-多斜孔壁换热特性影响的数值与试验研究

数值研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式中,狭缝间距在1D* ~4D*(D*为当量直径)范围内变化时对换热特性的影响,并通过试验研究证明了数值模拟结果的正确性.研究发现,狭缝间距变化,使得冲击射流的发展以及狭缝内的气流抽吸、涡旋的形成受到不同程度的影响,换热效果随着间距的增大先增大后减小.研究还发现,流体微团在狭缝中的流动以平动形式为主,在多斜孔和冲击孔孔内以及邻近区域表现为明显的转动特征.微团转动的增强提高了换热效果.      

考虑喷流效应的机载导弹发射及气动干扰数值模拟

研究比较了机载导弹发射时是否考虑导弹尾喷流情况下导弹运动特性及机-弹气动干扰影响.通过动态结构嵌套网格技术实现了导弹运动的模拟,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常Euler方程得到流场信息.导弹推力由发动机燃烧室喷流计算得到;当不考虑喷流效应时,推力通过直接在导弹尾部给定非定常作用力实现.应用此方法模拟了基于类"全...     

锥运动条件下新的速度误差补偿项研究

经典的捷联惯导积分算法往往需要在姿态更新过程中对圆锥误差项进行精确补偿。虽然考虑了载体姿态变化的影响,但速度更新算法通常忽略了圆锥效应的作用。就圆锥误差项引起的速度误差进行了研究。指出其与陀螺角增量对速度更新的影响方式相同。在假设的线性斜坡模型条件下,利用两个连续的角增量和比力增量,详细推导了新的速度误差项的二子样更新补偿算法。在一种特殊的机动条件下,即当载体绕横轴作圆锥角振动的同时又沿立轴作同频同相的线振动,推导的二子样优化算法能够使该误差补偿项的平均性能最优。仿真结果证明该优化算法能够对新的速度误差积分项进行有效的补偿。     

高超飞行器表面热效应地面模拟实验研究

文章深入分析高超飞行器与临近空间大气相互作用的基本物理过程,激波加热及粒子碰撞产生等离子体的物理机制,并利用磁热屏蔽效应在高超飞行器模拟器与高速定向流间建立磁化等离子体鞘层,大幅降低中性激波气体向飞行器的能流传递,从而为高超飞行器提供有效的热防护作用。通过两次比对实验验证了磁热屏蔽效应的有效性及工程实施的可行性,为今后研制高韧性、超轻质、可重复使用热防护复合材料提供了实验数据,奠定了技术基础。实验中利用层流等离子体源作为高能流密度热源是热防护实验装备上的创新,层流等离子体源能流截面大、能流密度高,可以针对高超飞行器表面热效应进行全尺寸的模拟实验。     

导弹弹射系统中缓冲制动锥的轴向冲击特性

针对壁厚线性变化制动锥的冲击力学特性,基于轴压力学模型,提出了等效速度概念,在综合考虑材料应变强化和应变率效应的条件下,按等效壁厚、等效速度条件下的分段能量等效原理得到了制动锥轴向冲击力学模型,并采用理论分析、有限元计算和实验研究相结合的方式研究了弹射系统中缓冲制动锥的冲击皱褶形成形态、冲击压缩量和缓冲力学特性,3种方法得到的结果基本一致,验证了所提模型的正确。所提出的制动锥轴向冲击力学模型可为制动锥的初步设计、实验规划以及武器系统的发射动力学分析提供参考。