对激光近炸引信的无源干扰技术研究

随着激光近炸引信技术的发展,其在抗外界干扰方面的性能得到了显著提高。在了解激光近炸引信抗干扰性能的基础上,研究了对其进行无源干扰的原理及方式。研究表明：虽然激光近炸引信的抗干扰性能得到了提高,但烟幕、气溶胶和水幕等对其干扰依然有效。     

Application of focused laser differential interferometer to hypersonic boundary-layer instability study

Accurate prediction of hypersonic boundary-layer transition plays an important role in thermal protection system design of hypersonic vehicles. Restricted by the capability of spatial diagnostics for hypersonic boundary-layer study, quite a lot of problems of hypersonic boundary-layer transition, such as nonlinearity and receptivity, remain outstanding. This work reports the application of focused laser differential interferometer to instability wave development across hypersonic boundary-layer on a flared cone model. To begin with, the focused laser differential interferometer is designed and set up in a Mach number 6 hypersonic quiet wind tunnel with the focal point in the laminar boundary-layer of a 5 degree half-angle flared cone model. Afterwards, instability experiments are carried out by traversing the focal point throughout the hypersonic boundary-layer and the density fluctuation along the boundary-layer profile is measured and analyzed. The results show that three types of instability waves ranging from 10 kHz to over 1 MHz are co-existing in the hypersonic boundary-layer, indicating the powerful capability of focused laser differential interferometer in dynamic response resolution for instability wave study in hypersonic flow regime; furthermore, quantitative analyses including spectra and bicoherence analysis of instability waves throughout the hypersonic boundary-layer for both cold and heated cone models are performed.     

粗糙物面引起的超声速边界层转捩现象研究

采用风洞实验和数值模拟方法研究平板表面圆柱形粗糙单元引起的M=3超声速边界层转捩问题。实验采用纳米粒子示踪平面激光散射技术（NPLS）对流动结构进行测量。共考察了1mm、2mm和4mm三个不同的粗糙度条件。采用五阶精度加权紧致非线性格式（WCNS-E-5）对风洞实验进行数值模拟和对比。实验及计算表明：粗糙元对边界层干扰后诱导了尾迹流向涡的形成,流向涡通过抬升机制产生剪切层和流向速度条带等不稳定结构;实验流动图像显示,剪切层不稳定在边界层转捩过程中起重要作用;随着粗糙元高度增加,流动分离范围和转捩区域明显扩大,转捩位置有提前的趋势。     

超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案

高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.      

具有载荷扰动抑制的卫星姿态控制方法及验证

针对载荷转动对星体产生的呈周期变化的干扰,开展了干扰抑制方法研究。利用干扰的周期特性,基于李亚普诺夫原理设计了参数未知的周期干扰力矩的辨识算法,实现了卫星姿态的自适应控制。最后进行了物理仿真试验,利用真实的星载计算机和控制部件,在气浮台上进行了试验验证,结果表明,算法有效地抑制了载荷转动的干扰,卫星的姿态稳定度提高了50%,且算法简单,易于星上软件实现。     

颗粒射流冲击材料行为研究

颗粒冲击材料现象广泛存在于自然界以及工业领域中。应用实验测量与数值计算相结合的方法研究了颗粒射流冲击材料(304不锈钢)的磨损行为。考虑了颗粒粒径、运动轨迹、颗粒-壁面撞击点分布以及所导致材料物相结构变化。实验测试包括材料质量损耗、材料元素X射线衍射(XRD)分析、表面微观结构扫描电镜(SEM)观察。对相应的颗粒射流冲击材料行为进行了数值计算,获得流场,颗粒场以及相应材料磨损。结果表明:颗粒射流冲击下颗粒运动轨迹与撞击点的分布不同,造成了材料样品表面磨损区域明显不同。颗粒-壁面碰撞不仅会导致材料损失而且会造成材料物相结构的变化。     

结冰模拟软件AERO-ICE中的关键数值方法

自然积冰对于航空飞行安全造成重大隐患,飞机在穿越富含过冷水汽的云层时冰形将按一定的物理规律积聚生长。介绍了一款三维结冰数值模拟软件AERO-ICE,该软件由网格自动生成、空气流场RANS计算、水滴场欧拉方法计算、结冰热力学分析四个模块组成。在空气流场计算方面,采用SPF k-v²-ω湍流模型,该模型引入湍流非平衡特性修正,预测的带冰翼型最大升力系数和失速攻角相对SA和SST模型有显著的提高。水滴场欧拉方程由于源项较大,迭代求解时容易发散,AERO-ICE软件采用流场光顺、二阶MUSCL空间离散以及LU-SGS隐式时间推进方法改善了数值稳定性。在结冰热力学分析模块,AERO-ICE软件同时具有Messinger与Myers模型,并将Messinger模型预估的壁面温度作为Myers模型的边界条件,从而解决了Myers模型温度设置的经验性问题。AERO-ICE软件支持多块网格、多重网格加速技术与大规模并行计算,其冰形计算结果得到了初步的验证。     

飞行器水载荷结构完整性数值模拟现状与展望-Part I:水上迫降和水上漂浮

现代飞行器面临水上迫降、水上漂浮、贮箱晃动和投汲水等复杂水载荷的结构完整性和乘员安全性分析问题日趋重要,随着科学技术的发展,数值模拟已经成为飞行器设计、分析和适航取证的重要手段。以固定翼飞机、水陆两栖飞机、直升机、火箭和卫星等现代航空航天飞行器为对象,围绕适用于飞行器水载荷分析的数值模拟方法进行综述,根据外流（水上迫降和水上漂浮）和内流（贮箱晃动和投汲水）的不同将综述内容分为Part I和Part II两部分。Part I的主要工作为：首先,归纳水上迫降和水上漂浮的事故和试验,总结水气两相流和流固耦合算法的发展现状和优缺点;随后,结合工程实际,介绍飞行器水上迫降和水上漂浮的范畴、水载荷分析要点、适用的数值模拟方法和软件的国内外发展情况,其中,水上迫降的总结包括飞行参数、波浪水面和弹性体对迫降性能的影响研究,水上漂浮的总结涵盖了飞行器构型参数、破舱和波浪对漂浮性能的影响研究;最后,指出复杂风浪情况下水上迫降和漂浮的水气固三相耦合工程应用难点和解决途径,并探讨飞行器水载荷数值分析的技术挑战和未来的发展方向。     

三床型机载制氧系统控制设计与实验验证

为解决两床型机载制氧系统在实际应用过程中出现的输出压力波动大及低空氧浓度偏高等问题,需研制与开发三床型机载制氧系统。为此,依据系统控制逻辑,采用电磁阀驱动电控气动阀循环工作的控制模式,开展了三床型机载制氧系统的控制设计,提出了高低空分段调节循环周期的控制方法,并在不同输入压力、流量条件下,对三床型机载制氧系统进行了循环周期实验,探索了产品气氧浓度随循环周期时间的变化规律。研究结果表明:当采用高空循环周期为6 s,低空循环周期为9 s,高低空分段高度为3.5 km等控制参数时,系统控制设计可适用于三床型机载制氧系统,并满足三床型机载制氧系统控制设计的需求。