30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文的研究结果表明,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度。     

基于需用速度增益曲面的大气层外超远程拦截导引方法

考虑拦截器使用耗尽关机固体推进系统的情况,提出需用速度增益曲面概念,设计了基于该概念的大气层外超远程拦截导引方法。根据Lambert导引,给定拦截时间就有唯一的指令推力方向与之对应,导引过程分为两个阶段:零控拦截到达阶段,选择最优拦截时间,需用速度增益曲面迅速与助推时间-拦截时间平面相切;零控拦截保持阶段,拦截时间不断减小,保持需用速度增益曲面在助推时间-拦截时间平面上滑动,消耗多余的推进剂。利用拟零控拦截概念使两个导引阶段平缓过渡,避免了导引方法切换时推力方向的跳变。导引律计及了J2项摄动对滑行段弹道的影响,导引精度对推进系统参数偏差的鲁棒性强。仿真结果表明本文制导方法用于大气层外超远程目标拦截,脱靶量仅为km量级,推进系统参数偏差对导引精度的影响很小。     

多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测

为提高机场的整体运行效率和综合保障能力,提出了一种基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测方法。构建了航空器的滑行动态模型,进而引入标称速度剖面的概念。将DSW算法应用到速度剖面的拟合中,得出一种标称速度剖面的生成方法,并通过建立平均速度修正参数修正不同机型对滑行速度的影响,基于动力学平衡方程,构造了标称速度到瞬时速度的映射,结合BADA数据实现对瞬时速度的修正。在上述分析的基础上得到航空器场面滑行4D轨迹预测模型。案例表明,与基于动力学的方法相比计算结果更加准确,使平均误差降低47．3％,能够有效地预测航空器的4 D轨迹。     

结冰对民用飞机飞行性能的影响分析

在获取民用飞机适航合格审定证明前,必须通过飞行试验,并在试验中演示验证民用飞机能在CCAR25部附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行。基于此背景,计算并得到某型机两种构型在45min待机冰型下的飞行性能,与无冰状态下对应构型的飞行性能进行对比分析。结果表明,结冰对飞机的飞行性能具有较大的影响。     

直缝式等离子体合成射流激励器特性的实验研究

为了研究一种新型的直缝式等离子体合成射流激励器,采用高速纹影技术和电参数测量的方法,对激励器的瞬态流场特性和放电特性进行了研究。实验结果表明:在相同出口面积的情况下,直缝式等离子体合成射流激励器的初始射流速度是直孔式激励器的1.4倍。直缝式激励器速度衰减更快,喷气时间更短,和外部气流的动量交换更加迅速。实验中首次对直缝激励器的三维流场进行描述及分析,发现其前驱激波及射流形态具有更好的平面度,存在较大的均匀区。直缝式等离子体合成射流激励器在提高工作频率、扩大流动控制区间等方面具有一定优势。     

氢气/氧气/稀释气混合气高温高压下层流燃烧速度的测量

利用定容燃烧弹和高速纹影摄像系统,研究了高温高压条件下,不同稀释气和稀释系数对氢气/氧气/稀释气混合气层流燃烧速度的影响,获得了当量比为0.6~4.0,初始压力为0.1~0.5MPa,稀释系数为4~8的氢气/氧气/稀释气混合气的层流燃烧速度,并对其进行了数值模拟。实验和模拟均发现,在当量比小于1.0和大于3.0的范围内,层流燃烧速度均随初始压力升高而降低。而在当量比为1.0~3.0范围内,层流燃烧速度随初始压力升高呈现非单调变化的规律。通过敏感性分析发现三体反应（R15）在氮气作为稀释气的时候是抑制反应,而在氩气和氦气作为稀释气时是促进反应,主要是由于各稀释气热物性不同引起的。在当量比为1.0~3.0范围内,层流燃烧速度随初始压力升高呈现的非单调变化主要是链分支反应R1和链终止反应R15相互竞争的结果。      

商用飞机成本指数方法及其案例研究

成本指数功能是现代商用飞机设计中不可或缺的功能之一,是航空公司实际运营过程中节约成本的有效手段。描述了商用飞机成本指数和经济飞行速度的定义与计算方法,并选取了典型支线飞机作为案例,验证了该计算方法的正确性和实用性。可用于航空公司实际飞机运营和飞机制造商经济飞行速度功能的开发。     

“三叉戟”直升飞艇

传统的飞艇体态过于肥胖,不管怎样改造都克服不了对速度的致命影响。所以,飞艇与固定翼飞机的结合似乎不太可能。除了肥胖影响速度外,由高速产生的巨大气动力对飞艇骨架结构强度的影响也非常可观。所以我认为,飞艇的气囊装在固定翼飞机上不是个好办法。但是直升机就大有机会了!因此,我的设计思路是:用直升机的     

脉冲星方位误差估计的TSKF算法

为提高脉冲星方位误差估计对方位自行速度及卫星位置误差的鲁棒性和整体运算的高效性,设计了两级卡尔曼滤波（TSKF）算法。首先,分析了方位自行速度及卫星位置误差对方位误差估计的影响,并分别结合相关算法进行了仿真验证。然后,结合方位误差估计的CV模型和两级卡尔量滤波的相关原理,写出了TSKF算法的更新方程,并分析了实现并行计算的基本流程。仿真实验的数据显示:在方位自行速度及卫星位置误差均存在的情况下,TSKF算法的方位估计精度约为0.1 mas,方位自行速度估计精度约为1.1 mas/a;与基于CV模型的估计算法相比,TSKF算法的浮点运算仅增加了0.048%。