运载火箭演进及智能技术展望

运载火箭是进入空间的主要运输工具,决定着一个国家进入、利用和控制空间的能力.首先,总结了国外运载火箭的演进历史,提出了传统升级和创新发展两种演进模式.其次,根据运载火箭演进规律提出了评估指标——面推比.以此指标能够引领运载火箭向合理的方向演进.然后,回顾了中国长征系列运载火箭的演进历程,根据面推比提出了产品后续优化的方...     

双悬臂式三坐标测量机误差补偿研究

根据双悬臂式三坐标测量机的结构特点,在刚体模型的基础上推出测量机的非刚体模型的误差补偿公式。通过对横梁和立柱的受力分析,推导出附加函数的回归方程,从而确定整机的误差补偿模型。最后补偿结果证明误差公式能有效进行补偿。     

跨音压气机叶栅的激波结构模型及损失

在分析讨论激波与附面层相互作用和栅后背压引起激波形状及强度变化的基础上, 给出了考虑激波/附面层相互作用及栅后背压的跨音叶栅激波结构的物理数学模型。应用本文所提出的模型分析了跨音叶栅的激波损失, 其结果和实验结果一致。激波损失的精确得出, 使得将激波与附面层相互作用所引起的流动分离损失从流动总损失中分离出来成为可能, 有助于了解激波与附面层相互作用引起流动分离的机理。      

Π形板梁分离流扭转颤振机理数值研究

采用离散涡方法及流场可视化技术识别桥梁Π形板梁断面的旋涡脱落机制.流场可视化显示,来流绕过振动的Π形板梁断面时,在主梁断面前缘下部分离泡形成并发展为主涡结构,主涡结构沿主梁断面下表面漂移并经断面后缘下端进入尾流,主涡结构的形成时间及沿主梁断面的漂移过程对气动力起直接的主导作用;计算结果也表明恰当地布置稳定板能将颤振形态从单自由度扭转颤振转化为两自由度弯扭耦合颤振,颤振临界风速可明显提高.     

战斗机垂尾脉动压力数值模拟

在亚跨超计算流体力学（CFD）软件平台（TRIP）上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术,并通过NACA0021翼型60°大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证,针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0.1,基于全机长度的雷诺数为2×10⁶,模型迎角为20°、30°和40°。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明：当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时,垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。     

小型垂直轴风力机叶片结冰风洞试验与数值计算

利用风洞试验和数值模拟相结合的手段,研究了小型垂直轴风力机叶片在旋转状态下的结冰特性以及结冰后翼型与风力机的气动特性变化,以期为建立较复杂的大型水平轴风力机叶片旋转试验系统和研究其结冰机理、防除冰技术提供参考。试验在东北农业大学自行设计的利用自然低温的结冰风洞中进行,获得了采用NACA0018翼型的小型2叶片垂直轴风力机风轮在5种尖速比下的结冰分布：风力机叶片结冰遍布叶片整个表面,随着尖速比的增大,结冰形状出现不对称性。同时,数值模拟结果表明：叶片结冰后,随着尖速比的增加和结冰量的增多,升力系数降低阻力系数增大的趋势明显,风力机的功率系数也随之下降。分析发现,叶片结冰导致不同旋转角下叶片翼型周围的压力场和速度场发生了不同程度的变化,从而气动特性发生变化,影响了风力机性能。     

两个设计点的螺旋桨气动性能

结合某垂直起降无人机对螺旋桨的总体设计要求,分析了同时满足两个设计点的螺旋桨设计难点,完成了对所设计螺旋桨性能要求的验证,探究了两个设计点对螺旋桨设计性能的影响及影响因素,获得对设计的指导性结论.通过CFX软件进行悬停和巡航状态下的数值计算,并与其车载试验结果进行对比,结果表明:设计螺旋桨可满足设计要求,且数值模拟与车载试验结果基本吻合,误差不超过11%.将设计螺旋桨与单个设计点的旋翼或巡航螺旋桨进行对比,分析影响因素,发现两个设计点将会降低螺旋桨在每个单独设计点的工作性能,且通过减小起飞总质量和巡航速度、增加动力系统个数和功率来缩小设计点间差异可降低设计难度和性能损失.      

STOVL飞机发动机多变量控制方法

短距起飞/垂直降落（STOVL）飞机发动机已采用多变量控制方法。基于鲁棒稳定性和条件数分析、块相对增益矩阵分析,对STOVL飞机发动机不同工作模式下的三变量控制系统输出选择和控制结构设计进行了研究。对常规工作模式,提出了基于多目标优化的三变量分块解耦控制方法,通过定义最优指标实现动态跟踪和分块间的耦合抑制。对常规工作模式和垂直起降工作模式间的切换,提出基于升力风扇功率前馈的复合控制方法,以消除负载变化对系统性能的影响。仿真结果表明:提出的控制方法能够保证常规工作模式下良好的解耦控制效果,能够实现不同工作模式间的平稳过渡,验证了控制方法的可行性。      

垂直轴风力机翼型气动优化设计

对小型垂直轴风力机常用的NACA0015翼型进行优化设计,使其具有更优的气动性能。在优化过程中,利用CST参数化方法对翼型的几何外形进行扰动,选取翼型的厚度及弯度作为约束,翼型切向力系数作为目标函数,以基于非支配排序的遗传算法（NSGA－II）作为优化方法,最后建立优化流程,优化过程中利用XFOIL程序结合Viterna-Corrigan失速后模型计算优化前后翼型的气动性能。结果表明,与NACA0015翼型相比,优化后的翼型气动性能有了较大提升,最大升力系数提高了6．63％,最大升阻比提高了27．5％,最大切向力系数提高了22．7％。     

K8飞机侧向飞行参数协调分析及垂尾载荷计算

在K8飞机疲劳定寿中,一个重要的工作是进行大量的飞机飞行参数空测。各个测试参数之问的协调性、配套性,决定了依参数进行部件载荷及其压心计算结果的可用程度。鉴于不同传感器有各自的测试精确度,也存在不同传感器的校准与安装误差,因此对飞行参数的空测结果进行协调性与配套性的处理是必要的。本文从六自由度运动方程出发,对K8飞机侧向飞行参数的测试结果作了协调性计算分析,在对飞行参数作必要的修正基础上,对垂尾载荷作了计算。计算分析的对象是强度室提供的六个飞行参数原始文件(共2500多套,30000多个数据)。