低温风洞新形式——换热引射式低温风洞

提出了一种新的低温风洞形式-换热引射式低温风洞。这种风洞比连续式低温风洞可以减少投资经费,比引射式低温风洞可以降低运转费用。风洞主要采用了换热器回收大量的风洞排出的低温气体来加热引射气流。经计算分析表明,这种形式风洞的液氮消耗量不仅远低于引射式低温风洞,甚至在很多运行工况低于连续式低温风洞。若能解决参数控制等问题,预计具有良好的应用前景。     

大型运输机机翼气动外形设计研究

以大型运输机机翼为研究对象,针对其机翼高低速气动外形设计目标,采用改进的Takanashi正反迭代、余量修正方法,进行超临界翼型的大型运输机机翼气动外形反设计.采用优化方法进行三维机翼低速增升装置的优化设计,通过将气动外形优化设计方法与反设计方法相结合以及分布式并行计算等手段来提高设计效率.结果表明,该设计方法是合理可行的.     

基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法

根据颤振分析的基本概念,提出了一类基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法。该方法的特点是,以计算颤振矩阵最小奇异值或条件数的倒数来直接搜索颤振临界点。证明了这两个指标在颤振临界点处的等价性。根据指标在颤振临界点附近取极小值的特点,编制了相应的算法,在确定颤振临界点时无需计算颤振特征根,避免了“窜支”问题,从而减少了人工干预,提高了计算自动化程度。数值算例结果表明,采用该方法计算得到的颤振临界速度和颤振频率与p-k法计算结果的精度相当,且两个指标对应的计算结果一致,验证了其等价性。     

密集型阵列冲击射流换热特性实验

设计了多种不同几何参数的阵列射流冲击孔实验件,利用红外热像仪对其冲击冷却进行了热像显示实验,获得了冲击射流雷诺数和几何参数对局部对流换热特性的影响规律.结果表明:①对流换热系数随着射流雷诺数R_ej的增加而逐渐增大;②随着孔间距的或者冲击间距的增大,冲击冷却的对流换热效果逐渐减弱;③当孔间距与孔径之比在3～5时,顺排阵列射流的强化换热效果优于叉排,而当孔间距与孔径之比为2时,在阵列射流上游叉排排布的强化换热效果优于顺排,而在下游则顺排排布的强化换热效果占优.      

扰流柱几何参数对层板流阻和换热特性的影响

研究了扰流柱几何参数中填充比和直径比对于层板结构流阻和换热特性的影响,在进口流量和两侧换热条件相同情况下,对孔径、通道高度和开孔率相同,扰流柱均为圆柱形,出气孔均倾斜60°角,但扰流柱填充比和扰流柱直径比不一样的15种模型进行了流固耦合计算,得到了模型的流阻和换热特性.结果表明对于流阻而言,填充比的增加有利于层板模型流阻的减小和换热效率的提高;同时,在等填充比条件下,主扰流柱直径的增加有利于层板流阻的减小;当主、副扰流柱直径相同时,换热效果达到最佳.      

溢流条件下飞机结冰过程的传热特性研究

基于液/固相变和液膜流动的基础理论,对飞机结冰过程的传热特性进行了研究,建立了溢流与液/固相变耦合的结冰传热模型,并采用该模型对来流各参数对冰层生长特性的影响进行了分析.研究结果表明,结冰表面液态水的溢流将促进液/固相变过程,并进而提高冰层生长速率.气动剪切力是影响溢流效应的主要因素,来流速度越高,气动剪切力越大,溢流效应也越明显;反之,则溢流效应越微弱.在溢流条件下,来流参数中来流温度和速度是影响冰层生长速率的主要原因.来流速度越高或温度越低,则冰层生长速率越大,反之则生长速率越小.比较而言,液态水含量和水收集系数的变化对冰层生长速率的影响相对较小.      

基于MCIS技术的相位差变化率单站无源定位

针对最大似然估计（ML）方法求解测相位差变化率单站无源定位问题计算量大、定位慢的问题,本文提出一种利用蒙特卡洛重要性抽样技术（MCIS）高精度、低复杂度的估计方法。根据Pincus定理推导出ML问题的近似全局解,利用重要性抽样（IS）技术构建符合高斯分布概率密度（PDF）的重要性函数,作为样本选取的依据,通过逆变换采样获得样本集,统计样本均值直接得到辐射源位置估计结果。MCIS方法简单易实现且运算量低,能够克服传统ML估计多维网格搜索耗时较长的缺陷,而且对目标位置初始估计误差有较低的敏感性。实验结果表明,MCIS算法在相同测量噪声水平下,定位精度优于EKF、NLS算法,有效减小了初始化估计误差对算法定位精度的影响,也进一步讨论分析了算法参数和不同观测条件对定位性能的影响。     

基于逆最优问题的最优制导律及特性分析

在典型的能量最优制导律基础上,将制导律的2个特征根从有限的点/线区域扩展到所有可能的正实根区域,进而提出制导律中的逆最优问题。详细讨论了逆最优问题中性能指标加权矩阵的构造过程,给出了加权矩阵和Riccati矩阵的计算公式;将控制权矩阵选为time-to-go的负n次幂的形式,对加权矩阵的求解进行了举例说明。对8组不同的特征根研究结果表明,尽管每一对可能的特征根取值都能找到最优解释,但这并不能保证与其对应的制导律都能达到与典型能量最优制导律类似的制导性能,特征根取值越靠近典型能量最优制导律,则相对应的制导特性也越接近。     

航天器舱体热密封结构多物理场耦合数值分析方法研究

综合考虑航天器舱体外围高超声速流动、密封带及舱体结构传热以及密封结构内部的空腔流动传热,提出航天器高温热密封结构的瞬态多物理场耦合分析方法。利用改进型Van Driest变换方法进行高超声速流动环境预测,基于高斯－赛德尔分块迭代耦合方法完成一体化耦合计算方法。采用包含不同材料结构部件的复合结构,计算了0～200 s内有无密封塞两种情况下的各部分结构的瞬态热传导过程。结果表明,密封塞的使用可显著降低空腔内的最高温度,瞬态变化情况的考虑更加准确地反映了各部分结构部件及内部空腔的温度变化情况。该文的计算方法可广泛应用于航天器热密封结构的传热特性分析,可为火箭等航天器上的高温密封部件设计提供有效的数值分析工具。     

航天飞行器热防护系统的一体化设计

航天飞行器进入大气层时经受强烈的气动加热,需借助于热防护系统以保护其免受气动热的伤害;飞行器机翼前缘和鼻罩是最高温区,该处的温差相当大,热防护措施尤其重要。作为热防护系统一方面要抵抗强热的冲击,另一方面要最大限度地减少气动热传入结构的内壁,这就对防热系统所用材料提出不同的要求。抗热冲击要求材料质密而隔热但又要求质轻,这就是矛盾所在。随着复合材料的发展,这对矛盾可以通过利用不同材料特性把防热系统分层来解决,从而导致一体化设计的概念和方法。本文利用热传导理论对两层结构的防热系统进行一体化设计分析。