交叉航路飞行间隔安全评估研究

在交叉航路上初步研究了碰撞风险模型,从冲突区域模型、概率论模型、Event模型、Reich及其改进模型等5种碰撞风险模型的角度,分析了各个模型的使用范围及建模思想,并在此基础上分析了飞行间隔安全评估未来的研究方向：基于CNS性能的飞行间隔安全评估,防撞系统如何减少碰撞风险以及人为因素对碰撞风险的影响,为今后的研究奠定了基础。     

钢球式解锁螺栓分离装置的强度计算

基于失效分析方法,文章确定了某钢球式火工分离装置各组成部件的强度最薄弱环节,并针对这些环节进行了受力分析与最大承载力计算,通过计算得到了外筒壁厚与钢球直径的尺寸设计是影响分离装置总体载荷强度的关键。同时,对火工分离装置进行了分离能力与承载力的试验,结果表明文章提出的强度计算能准确估算出分离装置最大承载力,为类似航天器火工装置的尺寸设计以及小型化设计提供了理论参考依据。     

一种适用于进近尾流间隔缩减的机型聚类方法

目前,我国广泛使用的尾流间隔标准过于保守,导致机场跑道容量受限。以进近航空器的尾流遭遇问题为研究对象,首先研究进近尾流安全间隔缩减方法,获取缩减后的临界尾流间隔;然后基于主成分分析法（PCA）对 BADA 数据库中的航空器性能数据降维,提出一种适用于进近尾流间隔缩减的机型层次聚类方法;最后采用该方法得到新的机型分类结果并构建缩减后的尾流安全间隔标准。结果表明：本文所使用的机型层次聚类方法与国内外航空器分类方法具有较好的一致性,在长沙黄花国际机场的主流配对机型间,所获取的进近航空器尾流间隔标准与传统尾流间隔标准相比可以缩减 0.8 km 以上。     

Starship新型舵面形式气动特性数值模拟

作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制。通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理。在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关。后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小。在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强。其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性。     

多体分离数值模拟及方法验证

利用自主研发的混合网格Euler／RANs方程解算软件WoF90以及六自由度动力学与运动学方程解算程序,采用脚本语言技术实现网格的自动生成,建立了一套可用于多体分离问题的准定常Euler流动非结构网格方法。通过AEDC算例对非结构准定常Euler方程方法解决多体分离问题进行了计算研究,验证了方法的可行性。     

蛇形进气道涡控设计研究

针对传统概念设计的蛇形进气道畸变大、总压恢复系数较低以及相应流场控制技术存在局限性等缺点,对典型蛇形进气道内通道二次流的涡动力学形成及其对气流分离影响分析的基础上,提出了蛇形进气道涡控设计概念,并利用数值仿真进行了初步验证.仿真结果表明:与原型方案相比,蛇形进气道涡控设计方案成功抑制了上壁面大范围的气流分离,巡航状态畸...     

弯曲激波压缩型面的设计及数值分析

分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。     

基于Event的侧向碰撞风险改进模型

Event模型是一种基于长方体碰撞模板的碰撞风险评估模型,用该模型评估所得的碰撞风险概率过于保守。将碰撞模板改为圆柱体,建立了基于碰撞圆柱体的Event模型。在相同条件下运用Event模型和改进的Event模型对平行航路的侧向碰撞风险进行了评估计算,后者的碰撞风险是原Event模型碰撞风险的86.9％,仿真结果表明改进模型碰撞风险评估更精确,能够为中国平行航路的开辟进行安全评估计算提供理论依据。     

Drag Reduction for an Airship with Proper Arrangement of Propellers

In this article, the flow field around an airship with propellers blowing is calculated on the basis of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with SST turbulent models. Modeled each as an actuator disk, the propellers are arranged at different positions around the body of airship in the flow direction. The numerical results show that the blowing propellers produce open outer flows. They drive the separated vortexes off the body thus reducing the drag coefficients. The results also show that the position after leading sucking peak is the best place for a propeller to blow. When the propellers are positioned after sucking peak, the longer the area which the propellers work on, the more the profile drag coefficients can be reduced. If the working position of propeller moves from the sucking peak forward to the leading edge, the friction drag coefficient will increase. The bigger the diameter of the propellers and the stronger the pressure jump, the more the drag coefficient will be reduced. The results also reveal that for the design of circularly-positioned propellers with space intervals, the more drag coefficient reduction results, the smaller the space interval is specified.     

前体涡非对称分离机理及前缘吹气控制研究

通过设计对称性算法,求解层流Navier-Stokes方程,数值模拟了细长体在低超声速情况下前体背风涡随攻角演化的规律,在此基础上,进一步研究了前缘吹气对前体涡演化和侧向力特性的控制机理.根据数值模拟结果及分析,倾向于支持在层流框架内,前体涡的非对称失稳是一种对流不稳定机制,要想根据需要产生对称或不对称的前体涡,就必须外加持续的扰动.在约16°～48°攻角区间内,前缘吹气可产生规律性较好的侧向力,有可能直接利用前体涡进行横侧向控制.为工程实用化,需提高前缘吹气的激励收益效费比.