基于FQFD的太阳能无人机设计指标排序方法

为解决太阳能无人机（UAV）总体设计中任务需求表达模糊、技术指标重要度排序决策困难的问题,提出了基于模糊质量功能展开（FQFD）的太阳能无人机总体设计指标排序方法。该方法在传统质量功能展开（QFD）质量屋的基础上,引入三角模糊数,表征任务需求的不确定性和模糊性;在模糊隶属度函数未知的情况下,采用α加权修正水平截集去模糊化方法计算技术指标重要度,获得技术指标重要度排序,为总体设计优化决策提供依据。最后以长航时太阳能无人机的总体设计为例,对任务需求—工程特性—技术指标的两级质量屋模型进行计算分析,得到续航能力、巡航高度、动力系统效率、巡航速度和气动效率是太阳能无人机最重要的5个技术指标的结果。此方法客观性较强,可处理复杂的系统不确定性,为太阳能无人机总体方案设计及决策应用提供参考依据。     

连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略

为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器双PID(proportion-integral-derivative)控制模式实现二喉道位置精确控制,提出了二喉道和压缩机转速的组合控制流程,并采用分段变参数模糊PID加串级控制的算法实现马赫数精确控制,最后进行了试验验证。结果表明马赫数控制精度优于0.001,且每个马赫数极曲线(9个攻角阶梯)的时间可控制在4min以内,证明所提出的控制策略是有效的,可为连续式跨超声速风洞的设计调试提供参考。      

叶片式预旋喷嘴出口流场实验研究

叶片式预旋喷嘴具有尺寸小,落后角大的特点。为了详细研究小尺寸预旋喷嘴的预旋性能,采用五孔探针对叶片式预旋喷嘴的出口流场进行了实验研究。测量了Ma=0.2,0.3时喷嘴出口的压力分布、速度分布和出口气流角度分布,实验获得了喷嘴的落后角和预旋效率,并进行了与实验工况相同的数值计算。通过实验获得的总压云图以及速度云图,可以发现叶片式预旋喷嘴的端壁二次流损失、尾迹损失严重,有明显的边界层分离现象。Ma=0.2时,喷嘴Re数为5.76×104,落后角2.84°,实验测得的预旋效率为0.73;Ma=0.3时,喷嘴Re数为1.06×105,预旋效率提高至0.77。实验模型端壁的影响使预旋效率实验结果偏低6.5%左右。数值结果与实验测得各参数符合较好:数值结果与测得的喷嘴出口截面平均总压、静压偏差在1%以内;出气速度、周向速度以及出气角度与实验结果偏差在4%以内。数值计算表明,叶片式预旋喷嘴的预旋效率基本不受压比影响,随Re数增大先增大后基本不变,最后基本稳定在0.85。     

不同雷诺数下翼型气动特性及层流分离现象演化

低雷诺数下空气黏性效应突出,翼型表面普遍存在层流分离现象,相比常规雷诺数情况气动特性显著恶化。采用带预处理的Roe方法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程的数值模拟技术和低雷诺数低湍流度风洞油流显示试验技术,对FX63-137翼型不同雷诺数下气动特性和流动结构展开深入研究。通过风洞油流显示试验可以清晰获得低雷诺数层流分离流动的两道油流汇集线。数值模拟结果表明其分别为时均化主分离线和二次分离线,两种结果定性定量均吻合较好,证明了本文的研究方法有效可靠;雷诺数从500 000降至20 000,翼型气动特性和层流分离流动结构均发生显著的变化,伴随阻力系数剧增和升力系数剧降,时均化流动结构从附体至出现经典的长层流分离泡,并最终演化为后缘层流分离泡,相应的两种分离泡的非定常流动结构也存在显著差异;对于阻力系数和升力系数而言,存在不同的临界雷诺数,因为导致阻力系数剧增的机理在于经典长层流分离泡的产生使翼型压差阻力大增,而造成升力系数剧降的主要原因在于后缘层流分离泡使得等效翼型后部弯度减小;非定常结果显示正是由于翼型表面漩涡周期性的生成与脱落,才造成了低雷诺数下升力系数的周期性波动。翼型上表面主分离涡即将脱落时,流线在后缘附近再附,升力系数达到峰值;而当流体从下表面向上卷起二次分离涡时,尾部流线大尺度分离,升力系数降至谷值。     

QUADRI-THRESHOLD ALGORITHM OF CO-LOCATED RADAR-TO-ESM CORRELATION

A quadri-threshold radar-to-ESM correlation algorithm is presented and the corresponding four thresholds (high threshold, middle threshold, low threshold, and threshold margin) are given. The proposed algorithm is especially suited for the scenarios where each radar track is specified by different numbers of measurements. Using a simple and effective discriminant function based on the fuzzy synthesis function, the proposed quadri-threshold radar-to-ESM correlation algorithm first selects the two most likely radar tracks and then makes the soft decision based on the selected two tracks. The introduction of the threshold margin in the presented algorithm can further reduce misclassification errors. Simulation results show the feasibility of the algorithm.     

基于CFD和CSM耦合的通用静气弹分析方法

提出了一种适用于有限元精细化建模的流固耦合插值点选择方法,通过RBF(径向基函数)方法实现流固耦合面的数据交换,实现了基于CFD/CSM(computational fluid dynamics/computational structural mechanics)耦合的通用非线性静气弹分析方法。以HIRENASD(high Reynolds number aero-structural dynamics)风洞试验模型为验证对象,数值结果很好地与风洞试验结构变形、气动压力分布吻合,验证了所发展非线性CFD/CSM耦合静气弹求解器的精度。详细研究了HIRENASD模型在大迎角(AOA)流动下的静气动弹性特性,以及该模型弹性变形对机翼气动特性影响规律。研究表明:HIRENASD弹性模型变形后其升力小于刚性模型;在小迎角范围内刚性、弹性模型升力差随迎角增大呈线性增长;当迎角大于4°后,升力差先减小后基本保持不变,呈非线性关系。      

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。     

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

电弧加热发动机羽流电子温度及电子数密度的双静电探针测量

研制了一套双静电探针测量系统,对以氩气为推进剂的1kW级电弧加热发动机羽流进行了测量,得到了电子温度和电子数密度的轴向和径向分布,以及随弧电流、气流量的变化趋势。结果表明,羽流显著偏离局域热力学平衡状态,电子温度呈现复杂的分布和变化趋势。羽流轴线上的电子温度明显低于偏离轴线处的值,而电子数密度远高于偏离轴线处的值;羽流轴线上的电子温度随弧电流的增加而降低,电子数密度随弧电流的增加而增加;羽流中心区电子温度随气流量的变化趋势不明显。     

基于状态空间法的低马赫数翼型气动载荷计算

Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气流变化的角度修正了L-B模型,最后通过与翼型气动载荷试验数据的对比表明在低马赫数条件下对L-B模型的修正是正确的,能够准确预测及分析翼型的气动载荷,且该修正模型易于耦合进直升机综合分析代码中.