地效飞行器三维地面效应的数值模拟

采用三维非结构贴体直角网格和N-S方程研究了三维地面效应的数值计算方法。用最小二乘法对N-S方程进行了MUSCL有限体积法的粘性求解,提出了带约束边界条件的最小二乘法的处理办法,修正了下垫面的数值边界条件,模拟了下垫面在低马赫数情况下对飞行器的地面效应作用。结果表明计算方法可以反映地面效应的基本原理和特性,模拟结果显示飞行器的地面效应不仅有正效应,而且可能有负效应。     

超临界层流机翼边界层及气动特性分析

高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。     

尾流撞击效应的一些探讨

通过采用外部声激励的方式,在低速轴流压气机内研究非定常尾流撞击效应对压气机流场结构以及时均气动性能的影响。主要包括:低速轴流压气机实验台的流场调试;流场的稳态、动态测量;实验数据的处理和分析。实验结果表明:当发生尾流撞击耦合效应时,压气机内部流动的时空结构以及时均气动性能均得到较大提高。      

均匀湍流场下矩形断面流场及气动参数数值模拟

采用大涡模拟方法数值模拟了两种矩形断面(B/H=1,B/H=2)在不同湍流来流下的流场及气动参数,采用谐波合成方法生成与目标谱一致的脉动入口风速.数值计算结果表明来流湍流对断面的流场及气动参数有较明显的影响,通过与均匀来流的计算结果作对比可以看出,湍流导致断面的阻力系数减小明显,其主要原因为背压区负压系数的增加,与实验的结果较一致;从流场分布看湍流主要影响断面尾流涡的形成,这种影响会影响尾流涡的形成.     

Investigation on plume interference effect of solid propellant micro-thruster

The three-dimensional numerical simulation of two-phase plume flow of solid propellant micro-thrusters was developed. Then it was used to investigate the plume interference effect by combining the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method for multi-component gas flow with the two-way coupling model for two-phase rarefied flow. At different space between the two micro-thrusters and different wall temperature,the plume interference effect was analyzed specifically. The results show that under the plume interference effect the gas is compressed and the flow direction is changed,which resulted in the increasing of gas pressure and temperature; solid phase made no significant effect on the flow parameters of gas phase; with the rising of the space between the two micro-thrusters,the maximum pressure decreased and the maximum temperature increased in the domain under the plume interference effect; the wall temperature could influence the temperature of the gas which is extremely close to the wall,but not the gas pressure.      

三维多段机翼地面效应数值模拟

 通过数值模拟方法研究多段机翼的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,利用运动壁面边界模拟地面的相对运动。计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段机翼的升力、阻力和低头力矩均减小;迎角、展弦比越大,地面效应越明显,升力损失越大;升力的减小主要是由于地面效应导致机翼下方静压增大的气流通过缝隙进入机翼上表面流场,使得机翼下翼面压力的增加量小于上翼面吸力的减小量;地面效应使机翼上翼面翼尖容易发生分离;翼尖涡沿着展向方向向外移动,机翼诱导阻力减小。该文研究结果可以为大型飞机的增升装置地面效应设计提供参考依据。     

航空发动机适航概率风险评估方法研究综述

针对我国发展满足适航性要求的大型商用航空发动机的迫切需求,分析总结了目前航空发动机寿命限制件概率风险评估的基本方法和研究进展,系统描述了满足适航规章(FAR33.70)要求的部件失效概率风险评估方法的技术流程和特点.在分析了核心方法和基础数据库架构的基础上,指出完善的概率断裂力学模型及准确的数据库支持是建立概率风险评估方法的重要基础.      

在光电效应测定普朗克常数实验中测量方法的讨论

在光电效应测量普朗克常数实验方法中,分别采用零点法、曲率法和拐点法确定截止电压,并应用最小二乘法进行直线拟合求出普朗克常数数值进行比较,结果表明,曲率法测普朗克常数的相对误差为1.07%,零点法为1.60%,拐点法误差最大,在实验中要求学生采用合适的方法处理数据。     

圆锥高超声速湍流边界层转捩试验研究

主要介绍了一种用于高超声速湍流边界层表面参数测量的试验方法,利用边界层的表面热流值,作为判断边界层转捩与否的依据,开展边界层攻角效应转捩特性试验研究.试验在我院FD-20炮风洞中进行,马赫数为6,试验模型是半锥度5°的圆锥模型.开展了对于圆锥模型,头部半径对转捩位置的影响,小攻角情况下对圆锥模型转捩位置的影响,并且获得了在2°和3°攻角情况下圆锥模型的攻角效应转捩全局曲线.试验结果证实了,在小攻角下,随着攻角的增加,边界层迎风面转捩位置向后移动,背风面转捩位置向前移动.     

胶含量对CF/BF复合材料性能的影响

制备了碳纤维/玄武岩纤维(CF/BF)增强酚醛树脂复合材料,研究了复合材料层合板不同胶含量对其层间剪切强度、热传导和耐烧蚀性能的影响。结果表明:CF/BF复合材料,在胶的体积分数为35%时,复合材料经纬向层间剪切强度达到最大值21和20 MPa;在胶的体积分数为39.5%处,热导率和线烧蚀率出现最低值0.366 W/(m.K)和87μm/s。CF/BF混杂纤维复合材料性能符合混杂纤维复合材料性能混杂效应规律。