基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

基于TARAM的民用飞机结构类事件的持续运营安全评估

在民用飞机持续适航阶段,需要开展风险评估工作,以保证运营安全水平能够维持在可接受的范围之内。基于运输类飞机风险评估方法（TARAM）及风险准则,考虑不同的结构裂纹尺寸,给出基于机队故障数、临界裂纹、特征寿命的机队风险值计算方法;以机身增压边界结构受到循环增压载荷的疲劳裂纹为例,进行持续安全风险评估,计算该事件的风险水平,以及纠正措施实施时限;并通过使用纠正措施实施时限内个人风险进行验证。结果表明：个人风险低于风险阈值,本文制定的纠正措施及实施时限满足机队持续安全要求,可保证该机队的运行安全。     

陀螺仪气室中碱金属原子数密度的检测

碱金属原子作为原子陀螺仪原子源的组成部分，其数密度是计算原子陀螺仪工作指标的重要参数。基于碱金属原子对不同激光失谐的吸收程度不同，提出了一种通过拟合碱金属原子吸收光谱得到碱金属原子数密度的测量方案。不同于以往的吸收测量法，该方案针对实际实验温度和气体压强等条件，对吸收谱拟合式进行了修正，从而提高了测量结果的准确度。测量结果与理论计算结果相吻合，两者偏差仅1.2倍左右，并可进一步应用于校准气室内碱金属蒸气的实际温度值。     

低空无人机交通管理概览与建议综述

大量无序飞行的低空无人机运行会对地面设施、公共安全、空中载人飞行器等带来危害。然而,目前民航空中交通管理不能适应未来数以百万架的无人机。为了应对该挑战,世界各国针对低空无人机空中交通管理开发了新框架。低空无人机空中交通管理属于近几年出来的新事物。藉此聚焦于低空无人机交通管理,从4个方面进行概览：低空无人机相关的空中交通基本概念及现状、低空无人机交通管理介绍、低空无人机交通管理的关键技术和低空无人机交通管理相关科学问题,以期望对无人机产业健康发展有一定的建议意义。     

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。     

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明：上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。     

Design and implementation of rigid-flexible coupling for a half-flexible single jack nozzle

The aerodynamic design of a rigid-flexible coupling profile is the decisive factor for the flow-field quality of a supersonic free jet wind tunnel nozzle, and its mechanic dynamic features are the key for engineering implementation of continuous Mach number regulations. To fulfill the requirements of a free jet inlet/engine compatibility test within a wide simulation envelop, both uni-form flow-fields of continuous acceleration and deceleration are necessary. In this paper, the aero-dynamic design methods of an expansion wall and machinery implementation plan for the half-flexible single jack nozzle were researched. The profile control in nozzle flexible plate design was studied with a rigid-flexible coupling method. Design and calculations were performed with the help of numerical simulation. The technique of axial free stretching of the flexible plate was used to improve the matching performance between the designed elasticity profile and the theoretical one, and the rigid-flexible coupling structure was calibrated by wind tunnel tests. Results indicate that the flexible plate aerodynamic design method used here is effective and feasible. Via rigid-flexible coupling design, the flexible plate agrees with the rigid body very well, and continuous Mach number changes can be achieved during the tests. The nozzle’s exit flow-field uniformity meets the requirements of China Military Standard (GJB).     

壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究

通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制,展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究,探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟,重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288 K 增大到432 K 时,边界层转捩雷诺数增大约36%,表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明：加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强,雷诺切应力和湍动能减小,流动更加稳定;而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小,导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩,减小湍流区摩阻系数,并减小平板摩擦阻力。     

流-固-推进耦合下的机体/推进一体化性能分析

吸气式空天飞行器的一体化性能随扰动变化的敏感性高,在高马赫数飞行条件下,有必要开展流-固-推进耦合性能分析。针对机体/推进一体化布局的吸气式飞行器,明确一体化部件之间的耦合关系和耦合问题,利用CFD、有限元和准一维流方法,结合本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)降阶手段,建立吸气式空天飞行器流-固-推进多物理场耦合快速分析方法,并开展多场耦合特性分析。结果表明:(1)进气道压缩面的流-固耦合导致出口静压的最大振荡振幅约为平均静压的21.6%,而出口马赫数的最大振幅约为平均马赫数的8.45%。(2)进气道出口性能的振荡会影响发动机的推力性能,导致推力振荡幅值可达平均值的31%,且随着时间的推移,会在进气道外压缩流场产生大量的气动涡,涡结构进入进气道后会导致进气道出口性能的持续下降,进一步削弱了发动机的平均推力性能。     

涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。