内乘波式进气道与内型侧压式进气道性能分析(英文)

采用内乘波进气道技术设计了一个马赫数6进出口均为矩形的高超声速进气道。设计基于一种优于传统方案的基本流场(ICFC型),使用流面追踪和激波切割方法生成进气道三维造型。为了开展对比研究,选择了典型的侧压式进气道为参照,本文进气道设计马赫数、进口形状、收缩比等都与该侧压式进气道相同。数值模拟结果表明,内乘波式进气道的各项性能参数都不低于侧压式,多数性能(如流量捕获系数、总压恢复系数、动能效率等)比侧压式都有提高。对比设计工况的性能分析也显示内乘波式进气道性能明显优于侧压式,且在所考察的各工况下都能捕获超过91%的来流。研究证明了有效利用三维压缩来进行特定设计的内乘波式进气道是一种性能优秀的定几何高超声速进气道,尤其在改善流量捕获能力方面特别突出。     

高马赫数无人机概念设计的外形参数化建模

设计出一类推进系统与气动布局一体化的临近空间高马赫数(Ma=3.5)无人机概念方案。为了能对这类无人机概念方案进行快速设计与评估,需要建立一种精确的、简便的表达概念方案的参数化几何模型。应用形函数/类函数、拉格朗日插值多项式和B样条曲线方法,建立了一种能够精确描述该类无人机概念方案的数学模型。基于该数学模型,应用CATIA软件二次开发方法,用VB编程实现了无人机概念方案的三维外形的自动生成。选取双后掠机翼、单后掠机翼和准菱形机翼3种典型的高马赫数气动布局方案作为测试算例,测试结果表明所开发的VB程序能够快速且足够精确地创建高马赫数无人机概念方案的三维外形。     

展开/折叠式伸展臂几何设计

介绍了展开／折叠式结构的设计过程，分3阶段；设计阶段、模型阶段和优化阶段。每一阶段均有相应的控制指标。由此设计出一种三棱柱伸展臂，该伸展臂由三棱柱模块叠加而成，通过电机驱动滑块进行展开／折叠运动。对伸展臂的运动机理进行了分析，最后经过优化阶段，最终确定了杆件的直径和节点形式。实验室模型表明，该伸展臂具有驱动简单，杆件类型少，制造方便的优点。     

自动铺丝轨迹理论铺放角度偏差算法

铺放角是复合材料铺层设计的重要参数,在对铺层进行轨迹规划时采取不同的规划算法可能会导致轨迹角度偏离设计角度。本文从轨迹的方向性和可铺放性对固定角度法和测地线法进行了对比分析,在此基础上研究了复合材料自动铺丝轨迹的理论铺放角度偏差,提出了计算理论铺放角度偏差的几何算法,并基于Visual Studio 2010平台,应用CATIA二次开发技术实现了理论铺放角度偏差的计算。最后通过计算复合材料截锥壳45°测地线轨迹的铺放角度偏差验证了角度偏差算法的可行性、可靠性、实用性与高效性。     

旋翼自转状态在高速直升机升力转移过程中的应用

近年来高速直升机的方案日新月异、屈出不穷。但无论是哪一种方案都要解决导致直升机不能飞得更快的根本原因--气流分布的不对称性所造成的气流分离及激波问题。目前大多数高速方案都采用升力转移来解决这一问题，即从直升机模式由旋翼承担升力过渡到固定翼飞机模式由机翼承担升图示 。本文利用自转状态在相同临界迎角下可以承担更多升力的特点，提出将自转引入升力转移的过程中，并建立了速度与桨盘迎角的关系，研究了从正常直升机模态进入自转状态时的进入速度与桨盘迎角。通过算例说明将自转状态作为升力转移的过渡状态，可以达到减小机翼面积，从而降低机体重量，减小阻力的目的，并证明自转状态应用于升力转移过程中是实际可行的良好方案。     

仪器舱惯组支架角振动传递特性分析

大型的仪器舱角振动试验对试验能力提出了新要求,仿真计算十分必要。建立了仪器舱和惯组小系统的有限元模型,研究了惯组系统置于仪器舱支架上后角振动传递特性的变化规律,分析了线角交联响应特性。分析表明,放置于支架上的惯组角振动传递特性变得恶劣,而且线振动输入下交联响应较大。研究结论对于仪器舱角振动试验的实施具有很大价值。     

复合材料蜂窝夹层进气道结构优化设计方法

研究了一种以全局响应面算法为基础的复合材料蜂窝夹层结构进气道优化设计技术。该技术以复合材料蜂窝夹层进气道结构为研究对象,以结构重量最轻为目标,结合工程实际生产工艺和复合材料结构设计一般原则,使面板各方向角铺层厚度和蜂窝芯材厚度均选用离散变量,同时约束复合材料蜂窝夹层结构的各种失效模式以及进气道工作环境的频率需求。最后通过算例验证了此优化设计方法的可行性。     

用MUSIC法确定声源频率和方位时误差的校正方法

为确定多个平面波窄带声源的频率和方位本文在阵列信号处理理论的基础上,提出用均匀线阵接收信号数据,并采用多信号分类法（ＭＵＳＩＣ法）对其进行频率,方位参数的分离估计,利用其正交性的谱估计来判断声源的频率和方位,在此基础地实际阵列中存在的阵元位置扰动,通道特性不一致和阵元之间的耦合这三种模型误差,提出了一种基于辅助源的校正方法,并得模型误差不影响声源的频率,只影响声源方位的判断,声学实验证实,通过校正     

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

在非线性迎角范围内,雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限,在这一范围内,使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题,本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数,并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数,从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。     

一种平面埋入式进气道的地面工作特性及流态特征

对一种平面埋入式进气道的地面工作特性进行了实验研究, 结合数值仿真技术, 分析了地面工作状态下该类进气道的流态特征, 并探讨了其出口总压图谱的形成成因.结果表明:(1)虽然进气道出口截面的二次流较弱, 但通道内却存在强的以对涡为特征的旋流, 该对涡因埋入式进气道进口侧棱的存在而产生, 与后唇口前缘的气流分离共同导致了进气道出口截面的大面积低总压区;(2)地面工作状态下, 埋入式进气道的总压恢复系数随出口马赫数的上升而下降, 周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随着出口马赫数的增加而增加.在相同的出口马赫数下, 地面工作状态的总压恢复系数高于飞行状态, 各种畸变指数也明显偏高.但当发动机的进口工作马赫数为0.35左右时, 进气道出口截面的综合畸变指数W小于10.0%, 满足常规发动机的稳定工作要求;(3)计算和实验结果对比表明, 所得到的进气道出口总压恢复系数相对误差在1.2%以内, 但畸变指数整体偏大.