基于Ansys Fluent的近场翼尖涡数值模拟与分析

为了进一步研究飞机远场尾涡,提供网格分配及湍流模型的参考,并为整机模拟提供必要的参考依据,通过基于Ansys Fluent的数值模拟方法,研究了NACA0012机翼的近场翼尖涡流场,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,其中雷诺应力项分别以S-A和Realizable k-ε模型封闭,模拟了近场翼尖涡卷起的过程,分析了机翼表面压力以及涡核参数,包括轴向涡量、涡核位置、涡核粘性等,并与风洞实验结果进行了对比。结果分析表明:基于局部O-网的六面体网格,RKE模型要优于S-A模型,与实验值更为吻合。     

多跑道离场分配仿真模型及算法

多跑道作为大型繁忙机场的关键资源和瓶颈区域,在机场运行管理中必须对其进行科学和高效配置。基于经验滑行时间数据,建立了多跑道离场分配模型,在满足场面运行安全约束的前提下,以离场航班滑行时间最小为目标,寻求最优的跑道分配方案。通过选取典型机场进行地面网络建模,结合实际运行数据及航班计划等信息,利用计算机仿真对模型进行了验证分析。仿真结果表明,所提方法与随机分配方法相比,多跑道机场地面容量提高了2．1％,冲突探测与解脱次数降低了20．6％,最大延误时间减小了5．2％。因此,机场运行安全与效率得到改善,所提方法有效,适用于多跑道离场分配问题。     

升力体布局飞行器偏航气动增稳方法研究

针对升力体飞行器偏航弱稳定性问题,提出了一种基于当地侧向流动膨胀/压缩原理的偏航气动增稳方法.通过对升力体后体侧缘进行曲线切削,造成切削表面流动先膨胀后压缩的气动效应,从而使得侧向气动力后移,以此实现航向压心后移、偏航静稳定性提高的目的.采用数值方法对单锥升力体布局进行了方法验证,算例表明较小的侧面切削可以大幅提高中小攻角状态偏航静稳定性,但也同时会不同程度地降低飞行器纵向静稳定性、升阻比以及横侧静稳定性.本方法在改善升力体布局航向静稳定性的同时,具有不带来航向附加气动安定面的优点,可引入相关布局设计优化之中.     

大飞机缝翼滑轨影响研究

通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响.分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律.数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能.实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著.研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考.     

工艺参数对砂布轮柔性抛光力影响规律的分析

为了掌握砂布轮抛光工艺参数对抛光力的影响规律,提高抛光质量,设计了四因素三水平正交试验,利用试验结果建立了抛光力预测模型,验证了模型的显著性;分析了工艺参数对抛光力耦合影响规律,结果表明：抛光力随砂布轮初始半径和粒度的减小而增大,随转速和压缩量的增大而增大;对叶片进气边的抛光实验效果表明：通过控制压缩量可以获得稳定的抛光力,进而获得理想的抛光效果。     

飞行器纵向非线性动力学建模对稳定性的影响

飞行器的稳定性分析与建立的动力学分析模型密切相关.传统的稳定性分析方法是基于小扰动假设建立线性化模型,当飞行状态中非线性特征明显时,其结果误差会带来多大的影响是人们关心的问题.通过建立飞行动力学非线性模型和气动力非线性模型,采用时间推进方法对两类非线性问题进行了比较系统的研究.数值计算结果表明,飞行动力学非线性模型与线性模型相比,周期增大、幅值减小、衰减率增大;而菲线性气动力模型对周期几乎没有影响,但对幅值有一定的影响.     

基于力约束的空心涡轮叶片陶芯定位方法

精铸蜡型作为空心涡轮叶片精铸过程重要的前期工艺转接件,其壁厚精度主要由蜡型模具型腔与内部陶芯的位置匹配关系决定。由于陶芯在模具内完全依靠定位元件实现空间定位,为减小由定位误差引起的陶芯位姿漂移,提出了一种基于力平衡约束的空心涡轮叶片精铸模具陶芯定位布局优化方法。首先,通过建立陶芯定位误差传递模型,揭示了定位误差与陶芯空间位姿扰动量之间的映射关系;其次,根据力平衡原理构建了基于力约束的陶芯定位布局优化模型;之后,针对陶芯表面定位候选点的离散分布特性,结合遗传算法给出了陶芯定位布局点的详细求解策略。最后,仿真对比证明了利用本文所提方法获得的陶芯定位方案可以在保证陶芯定位稳定性的同时提高陶芯定位精度,此外,按照优化后的定位方案压制实际蜡型,壁厚检测结果也进一步表明所提方法的有效性。     

“火星探路者”舱伞系统动力学特性仿真研究

目前,国内尚未对“火星探路者”减速下降过程中由“降落伞 后锥体 着陆器”组成的舱伞三体系统的动力学特性进行过相关研究。为了全面掌握“火星探路者”减速下降过程中舱伞系统的动力学特性,采用多体动力学的方法,建立了包括降落伞拉直、充气、全张满、抛防热大底,以及着陆器与后锥体分离等过程的全过程动力学模型,并利用模型仿真研究了“火星探路者”舱伞系统的动力学特性。研究结果表明,火星探测器舱伞系统的速度和姿态稳定所需的时间比地球环境下长、高度损失更大,进入舱纵轴需要较长的时间才能趋于垂直,系统摆角的摆动幅度较大。这些是火星探测器降落伞系统进行开伞点设计和时序设计时需要特别注意的问题,其结论可为中国开展火星探测器降落伞减速系统的设计提供重要参考。     

运载火箭三冗余飞行控制软件的数字仿真设计

提出了一种采用三冗余技术保证运载火箭飞行控制软件可靠性的设计方案,选择合适的冗余模式建立了三余度飞控软件的数字仿真平台,并给出了实现余度策略、同步算法等关键技术工程的软件流程。测试结果表明,该方案设计合理,不仅较好地完成了飞控计算机的余度管理任务,而且有效地保证了系统的可靠性与容错能力。     

复合导引头目标信息融合抗干扰技术研究

复合导引头由微波制导至红外制导的过程中,受干扰条件的影响,有可能出现错误交班。为了提高导引头应对干扰的能力,设计了一种微波/红外目标信息融合抗干扰方法,该方法利用微波与红外目标信息进行关联度检测,对跟踪微波与红外运动的趋势进行在线实时判断,及时做出干扰误交班判定。在进行了干扰误交班的情况下,MATLAB数字仿真结果表明,该算法能够准确有效地给出干扰误交班判断,从而保证了在干扰环境下对目标跟踪的稳定性。