低声爆静音锥设计方法研究

 声爆精确预测及低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一。基于计算流体力学(CFD)、波形参数法以及MARK-VII方法构建了高精度声爆预测方法,利用该方法对低声爆静音锥的设计展开研究。研究结果表明,静音锥的设计存在临界长度,静音锥长度小于临界长度时,静音锥产生的激波在传播过程中与机头弓形激波合并,静音锥无法起到降低声爆的作用;静音锥长度大于临界长度时,声爆水平也会略有上升。静音锥临界长度随飞行高度和飞行马赫数的变化而变化,可以根据实际飞行状态采用可伸缩设计,达到最佳的低声爆效果。多级静音锥利用多道弱激波取代机头强弓形激波,其声爆水平较单级静音锥也更低,同样,多级静音锥每一级的长度也要达到临界长度。不同静音锥头部形状产生的脱体激波形状不同,脱体距离也不同,导致阻力系数以及静音锥壁面温度有所不同,但静音锥头部形状对远场声爆信号的影响并不明显。采用静音锥的低声爆方案与原始方案比较,声爆水平得到大幅降低,阻力系数略有上升。     

基于合作目标的三维空间贝叶斯传感器配准算法

当存在合作目标时,基于合作目标的传感器配准算法往往优于基于多站测量的传感器配准算法.传统的基于合作目标的传感器配准算法将系统误差看作是一个确定未知量,对未知量的估计采用了非贝叶斯的参数估计算法,如极大似然法、最小二乘法等.当传感器量测噪声相对于传感器系统误差不可忽略时,上述算法估计效果较差.在此背景下,提出了基于合作目标的贝叶斯传感器配准算法,通过将传感器系统误差建模成未知的随机过程,并通过卡尔曼滤波消除量测噪声对系统误差估计带来的影响,实验结果表明,方法具有较好的实用性.     

压气机叶片气流流动发声机理的初步试验研究

以平面叶栅为试验研究对象,研究了叶片槽道气流旋涡与噪声声压级的关系。在此结果的基础上,以某发动机高压压气机零级静子叶片组成扇形试验件,在不同进口气流速度和攻角下,进行了叶片发声试验研究。得出了不同进口气流速度和攻角下,叶片出口气动噪声频谱及声压级的变化规律,认为分离区内强烈的气流脉动是其噪声产生的根源,且产生的较高能量的宽频噪声或宽频激振源会对构件产生声疲劳破坏,应引起足够重视并进行深入研究。     

表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义。从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数：基于表面热流频率参数的傅立叶数。此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法。     

基于传声器阵列的航空发动机噪声源识别研究

为了实现新一代发动机的噪声源识别技术,对于测试所得到的民用飞机发动机的整体噪声数据,通过部件噪声分解方法,将其分解到各个部件,并且认识当代民用飞机发动机噪声源的基本特征.开发出利用发动机整机噪声数据的噪声源识别系统,采用反卷积法将波束成型法的结果作为中间声源,从中获取所需要的声源信息,使得最终的结果更加准确.通过获取的发动机整机噪声数据,验证传声器阵列技术的可行性,并且证明了系统的可行性和有效性.     

基于奇异值趋势分解和LS-SVR的航空发动机性能指数组合预测

发动机性能指数是衡量其性能优劣的重要指标之一。针对发动机性能指数具有非线性、非平稳的特征,引入多层次多尺度的思想,在此基础上提出一种基于奇异值趋势分解的组合预测方法。利用奇异值趋势分解提取原始数据的趋势项和波动项;以改进粒子群算法分别获取趋势项和波动项在最小二乘支持向量回归模型中的最佳参数组合(嵌入维数、延迟时间、惩罚因子、核参数),并引入回归移动的思想,在此基础上利用最佳的最小二乘支持向量回归模型进行预测。预测结果表明预测精度明显增加,计算时间也相对减少。提前预测步长在5步之内时,精度变化不大;步长超过10步,精度下降很快。与不同预测方法比较,证明了方法的有效性。      

DLR-F4翼身组合体的阻力计算

为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度，本文采用LU—SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin—Lomax代数湍流模型，数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR—F4翼身组合体的绕流流场，综合分析了easel和case2的气动力的计算结果，并与NASA Christopher L．Rumsey采用CFL3D6．0和AFRL/VAAC Don W．Kinsey采用Cobalt60提供的两组计算结果以及AGARD提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明，本文计算精度与国外CFD软件相当。为了提高激波，边界层干扰的模拟精度，今后要重点加强湍流模型的应用研究。     

Space weather: its effects and predictability

Terrestrial technology is now, and increasingly, sensitive to space weather. Most space weather is caused by solar storms and the resulting changes to the Earth's radiation environment and the magnetosphere. The Sun as the driver of space weather is under intense observation but remains to be adequately modelled. Recent spacecraft measurements are greatly improving models of solar activity, the interaction of the solar wind with the magnetosphere, and models of the radiation belts. In-situ data updates the basic magnetospheric model to provide specific details of high-energy electron flux at satellite orbits. Shock wave effects at the magnetopause can also be coarsely predicted. However, the specific geomagnetic effects at ground level depend on the calculation of magnetic and electric fields and further improvements are needed. New work on physical models is showing promise of raising geomagnetic and ionospheric predictability above the synoptic climatological level. This revised version was published online in August 2006 with corrections to the Cover Date.     

飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应

研究裂纹端部三维应力约束、塑性约束和位移约束等对谱载疲劳裂纹扩展的影响。用适于三维应力状态的修正条带屈服模型 ( Modified Strip Yield Model)计算与裂纹扩展有关的三维约束因子。利用所得约束因子的理论解改进 NASA多年来发展的 FASTRAN-II寿命预测软件 ,使其避免了依赖经验确定的约束因子进行寿命预测的局限 ,仅利用一组常幅疲劳裂纹扩展数据和材料的常规机械性能便可预测飞机谱载下的裂纹扩展寿命。对多种谱型、应力水平、过载比和材料的组合情况进行了分析 ,预测寿命与试验结果吻合很好 ,证明本文方法和改进软件可以用于实际结构的寿命预测。     

各向异性单晶叶片强度寿命研究—第I部分:晶体滑移本构模型及应用

单晶叶片技术是提高航空发动机及地面燃气轮机性能、寿命及可靠性的关键技术之一，但单晶材料机械、力学性能的各向异性特性制约了其发展和应用，对其工程应用及应用的理论基础提出了挑战。课题组开展了各向异性单晶叶片强度分析和寿命预测方面的一些研究工作。包括：建立并验证了弹塑性、蠕变滑移本构模型及蠕变持久寿命预测方法；进行了不同晶体取向DD3单晶在不同温度、不同速率或不同温度、不同应力水平下的拉伸试验及蠕变试验，这些实验数据及由其反映的单晶中、高温各向异性特性对单晶材料的应用具有重要意义。此外还进行了某种单晶叶片的实验研究。作为上述研究的应用，对某发动机单晶涡轮叶片进行了强度分析和寿命预测。本文这一部分介绍本构模型及应用，实验研究将在第II部分介绍。