翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响

跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。     

冲压式翼伞气动性能研究

随着计算流体动力学(CFD)的发展、空投系统以及航天器回收过程对定点回收精度要求的提高,精确计算冲压式翼伞的气动参数必不可少。首先,采用有限体积元法求解N-S湍流模型的κ-ε控制方程,对NASA兰利研究中心采用的三维翼伞进行了气动性能分析,验证了方法的可行性;然后将该方法应用于某型翼伞中,分析了翼伞周围的绕流特性,得到了不同迎角来流条件以及伞衣后缘不同程度下偏的气动力数据,为翼伞系统的数学建模提供了准确的参数,从而克服了传统经验公式获得气动参数不准确的缺点。     

高精度圆锥倒角刀后刀面修磨方法改进

采用试切法对高精度圆锥倒角刀后刀面修磨,一次修磨合格率低于80%。通过针对使用试切法对倒角刀后刀面进行修磨的弊端进行分析,提出了改进方法。该方法通过理论计算获得万能分度头三个转角和刀具角度的关系,并具有规范的操作流程。对该方法进行了误差分析并进行了实验验证,证明通过该方法修磨的圆锥倒角刀锥角精度在±15′以内。相对于试切法,改进方法的锥角误差降低,稳定性大幅提高,操作时间大幅缩短。     

U型蜂窝夹芯前缘制造技术研究

为解决U型蜂窝夹芯前缘制造过程中常见的脱粘、铺层皱褶、蜂窝芯尺寸超差等技术质量问题,从调整蜂窝芯展开基准面、优化蜂窝芯热定型工艺、控制铺层滑移等角度入手、完善此类零件的制造工艺流程。经过多个典型件验证,零件表面平整,外形尺寸符合要求,内部无缺陷,研究结果给相似零件的制造提供了借鉴。     

航空发动机叶片前后缘自由式砂带抛光技术

由于叶片前后缘(LTE)的轮廓形状和表面质量将对航空发动机的气动性能和叶片的疲劳性能产生直接影响,因此为提高前后缘的轮廓度和表面质量,通过对目前航空发动机叶片前后缘抛光所存在的问题进行分析,结合叶片前后缘抛光工艺要求,并基于自由式砂带抛光的工艺特点,提出了叶片前后缘自由式砂带抛光工艺方法;针对该抛光工艺方法,建立其砂带张紧力控制系统,确定了抛光加工中的砂带走刀步长计算公式及抛光轨迹规划方法;最后以某型号叶片的前后缘作为加工对象进行抛光实验研究。检测结果显示:叶片前后缘轮廓度误差小于0.01mm,其表面粗糙度小于0.4μm,证实了该抛光工艺方法对提高叶片前后缘的轮廓度和表面质量的有效性。     

自适应立方卷积图像插值算法

图像插值是图像处理的一项重要技术,可适用于多个领域,近年来多使用该技术进行图像缩放.针对传统图像缩放算法边缘处理效果较差、边缘检测插值算法复杂度高的问题,提出一种有效增强边缘轮廓的自适应立方卷积插值算法.该算法结合边缘梯度变化和立方卷积插值的特点,使得图像在平坦和纹理区域均能取得理想效果.实验结果表明,与基于边缘检测的插值算法相比,该算法具有较低的复杂度,平均运算时间降低了3.19 s;与立方卷积算法相比,图像峰值信噪比有较大的提高,峰值信噪比增加了0.89 dB.     

一种基于多尺度边缘提取的陨石坑检测算法

针对星体表面的陨石坑可用于探测器的自主导航、障碍识别等任务,提出一种基于多尺度边缘提取的陨石坑检测算法。该算法首先利用高斯金字塔得到不同尺度的陨石坑图像;其次,针对不同尺度的陨石坑图像,利用EDPF边缘提取算法对陨石坑进行边缘提取,并连接关键边缘像素点为直线段来近似表示图像边缘;然后将具有相同偏转方向的边缘直线段连接成圆弧,并将有相似半径和中心的圆弧拟合成候选圆和椭圆;最后对候选圆、椭圆进行验证。该算法的优点在于,能够准确地检测出陨石坑,有较高的检测率,且对存在较多陨石坑的图像有较好的检测结果。     

抗旋转和尺度变化的导航系统图像匹配算法

在惯性导航系统中,定量分析了景象匹配过程中惯性导航系统漂移和无线电气压高度表测量误差对实测图的旋转和尺度所造成的影响,引入了对数极坐标变换.基于图像边缘特征提取,提出了一种结合中心点的4-邻域点共同参与计算的抗旋转和小尺度变化的图像匹配算法,并给出了相应的算法流程.仿真分析表明,在导航系统误差漂移所引起的图像旋转和气压高度表所引起的尺度变化范围内,该算法能满足匹配准确性的要求,并能有效给出系统的定位误差修正信息.     

不同叶片尾缘结构冷却效率的试验研究

为了研究不同叶片尾缘结构对冷却效果的影响规律,设计了3种尾缘结构,并搭建了试验台,采用红外热像仪对叶片尾缘的绝热壁温进行测量。研究结果表明:(1)3种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对试验件Ⅰ,冷却效率存在最大值,且最大值出现的位置随着吹风比的增加而逐渐远离气膜出口;(2)试验件Ⅱ和Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但降低的规律二者又不相同;(3)在相同壁面位置,试验件Ⅲ的冷却效率最高,试验件Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,试验件Ⅲ所示的尾缘结构更有利于对叶片尾缘的冷却。     

钝化唇缘对超声速混压式进气道性能的影响

在高速旋转条件下,利用二维轴对称N-S方程对唇缘钝化的超声速弹用进气道内外的复杂流场进行了数值模拟,所得流场结构清晰.湍流模型为RNG k-ε两方程模型,数值格式为一阶迎风格式.获得了在设计马赫数下不同外罩唇缘钝化半径对进气性能参数的影响.研究表明,在唇缘钝化半径合理增大的情况下,进气道的稳定工作范围变宽,总压恢复系数提高,唯一不利因素为进气道总阻力有所增大,证实唇缘钝化后的进气道能满足固冲增程炮弹的使用要求.