某中空长航时无人机机载浮标分离安全性研究

研究机载浮标投放过程中气动干扰特性及浮标运动规律,对机载浮标安全投放方案的设计具有重要意义。采用计算流体力学方法对机载浮标投放过程进行数值模拟。通过动态嵌套网格技术模拟浮标运动,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常 N-S ( Navier-Stokes )方程,模拟基于察/打一体无人机平台的浮标自由投放过程,获得详细的包括浮标运动姿态、运动轨迹和受力情况等在内的数据信息;通过算例,验证本文数值模拟程序的准确性。结果表明:浮标投放过程中,轻质浮标口盖自由分离会对螺旋桨后推式无人机的安全性造成重大影响;考虑浮标口盖固连在浮标降落伞上的状态下,初速度为 0m / s 时投放浮标整体(包含浮标、降落伞、口盖)离螺旋桨最近距离为 0.151m ,安全余量不够;初速度为 1.8m / s 时投放浮标整体离螺旋桨最近距离为 0.671m ,满足投放安全性要求。     

Streamwise-body-force-model for rapid simulation combining internal and external flow fields

A streamwise-body-force-model (SBFM) is developed and applied in the overall flow simulation for the distributed propulsion system, combining internal and external flow fields. In view of axial stage effects, fan or compressor effects could be simplified as body forces along the streamline. These body forces which are functions of local parameters could be added as source terms in Navier-Stokes equations to replace solid boundary conditions of blades and hubs. The val-idation of SBFM with uniform inlet and distortion inlet of compressors shows that pressure perfor-mance characteristics agree well with experimental data. A three-dimensional simulation of the integration configuration, via a blended wing body aircraft with a distributed propulsion system using the SBFM, has been completed. Lift coefficient and drag coefficient agree well with wind tun-nel test results. Results show that to reach the goal of rapid integrated simulation combining inter-nal and external flow fields, the computational fluid dynamics method based on SBFM is reasonable.     

大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

翼身融合布局飞机机体-发动机气动干扰效应

翼身融合（BWB）布局飞机是一种相对较新的飞行器概念,具有商业运输飞机的潜在用途。研究表明,翼身融合布局客机可获得比常规布局客机更好的性能。但是,由于各方面限制,BWB飞机不宜使用传统的机翼安装或机身安装的发动机布局,发动机背部安装成为首选布局。然而,背部安装发动机容易产生激波、分离、进气畸变等空气动力干扰问题,发动机与机身一体化的气动设计已成为BWB飞机发展的关键技术。针对BWB布局飞机的机体和发动机之间的气动干扰进行了数值研究,结果表明,背部安装发动机对BWB布局飞机的全机气动特性和发动机本身的推力性能都会产生较为明显的影响。     

垂直/短矩起降飞机机翼内埋式风扇布局气动特性分析

以垂直/短距起降飞机过渡飞行状态为背景,针对机翼内埋式风扇布局的自由来流/风扇喷流混合型流动,基于结构/非结构混合网格使用CFD方法进行了非定常数值模拟和分析.首先使用滑移网格技术对NASA涵道螺旋桨进行算例验证,其时均计算结果与实验值的误差为5.3%,证明了计算方法的可靠性和准确性,然后数值模拟了机翼内埋式风扇布局在不同迎角下的气动性能.结果表明:风扇喷流在机翼上产生了特有的“抽吸”和“堵塞”效应,引起了机翼总升阻力的显著增加,升力最大增量达到干净机翼升力的2.6倍,阻力最大增量为干净机翼阻力的3.2倍,混合流场在机翼后缘引起了升力损失并卷起对涡.      

高声强下多狭缝共振腔的吸声性能

为深入理解高入射声强下多狭缝共振腔吸声机理,采用低频散低耗散的计算气动声学方法对二维多狭缝共振腔开展直接数值模拟研究.首先对标准单狭缝共振腔计算结果进行验证,随后相同的数值模拟方法被应用于相同穿孔率的多狭缝共振腔的数值模拟中.结果显示:高声强下涡脱落对吸声系数的贡献占据了主导地位,各入射频率下均超过68%.多狭缝低频时会导致脱落涡总能量的下降,而高频时升高;而黏性耗散作用随着共振腔狭缝数目的增加而增强.因此综合作用下低频时多狭缝共振腔对吸声效果影响不大,但在高频时多狭缝共振腔有更好的吸声效果.      

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

高超声速飞行器宽速域翼型/机翼设计与分析

对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"（SANGER）空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。     

表一偶数为二素数之二进伪和

大量的计算机计算的结果,支持我们提出如下猜想:每个正偶数,均可表示成两个奇素数的二进伪和,且其表法有无穷多种.     

模糊神经元及其计算能力研究

分析了模糊神经元模型,指出了这种神经元模型在计算能力上的缺陷.提出了对模糊神经元定义的两种改进方法,一是限制传递函数为非单调函数;二是修改定义域.对改进后的模糊神经元网络证明了计算能力与图灵机的等价性,从而对传统的神经网络作了进一步推广.还对混合模糊神经网络的特点做了简单的讨论.