宇航爆脱冲击(Pyroshock)事故与环境问题

本文扼要综述目前国际上关于宇航爆脱冲击(Pyroshock=Pyrotechnic Shock)方面的问题及前后认识;爆脱冲击引起的宇航事故远多于振动引起的宇航事故的情况和原因;新型爆脱装置——超级拉链(SuperZip);目前爆脱冲击环境测量,数据处理及模拟试验技术等问题;最后提出了建议。     

1.2m高速风洞CTS装置新控制系统及其应用研究

为了满足当前日益增多的外挂物捕获轨迹试验的需要,急需提高1.2m高速风洞CTS装置原控制系统的可靠性和稳定性。采用以工控机为核心、以5650伺服控制器和PDC伺服驱动单元为主要模块的控制系统,代替了原来以单板机为核心的控制系统,并已成功地应用到多项型号分离轨迹试验中。风洞试验表明,新的控制系统有其突出的特点,其稳定性、可靠性、位置控制能力和试验效率均有较大的提高。     

基于改进YOLOv4的航空发动机小目标损伤检测研究

智能化的航空发动机损伤检测是飞机故障诊断重要的研究方向,针对现有目标检测模型对航空发动机的小目标损伤检测效果差的问题,提出了一种改进的基于You Only Look Once version 4(YOLOv4)的多尺度目标检测方法。在路径聚合网络（PANet）中构建低层次的特征融合层,将更浅层的特征与深层特征融合,提高网络对小目标损伤的检测性能。为减少网络中的冗余参数,在颈部结构中引入了深度可分离卷积,将标准卷积重构为深度可分离卷积的形式。实验表明：改进后的YOLOv4对小目标损伤的检测精度提升了3.43%,模型大小降低了54.06 MB,同时检测速度提高了31.03%。研究结果表明改进的YOLOv4模型对小目标损伤具有更好的检测性能。     

分离涡模拟方法在内埋弹舱机弹分离模拟中的应用

为了研究内埋弹舱非定常流场对武器投放分离特性的影响,基于分离涡模拟（DES）方法和非结构重叠网格技术,建立了内埋武器机弹分离高精度数值模拟方法。在此基础上,首先通过典型空腔流动和机弹分离算例验证了数值方法的有效性,然后采用平均雷诺应力模拟（RANS）和DES两种方法探究了机弹分离过程中弹舱腔内涡结构的演化历程,分析了两种方法在机弹分离流场结构模拟中的差异,研究了内埋弹舱流场结构对导弹分离特性的影响。计算结果表明：机弹分离过程中,高强度涡结构逐渐向弹舱腔体后缘聚集,同时弹舱剪切层流动结构被导弹破坏,导弹出弹舱阶段俯仰方向所受气动力矩急剧变化。相比RANS方法,DES方法捕捉到的高强度小尺度涡结构对导弹压力分布影响较大,使得分离后期导弹俯仰角、俯仰角速度产生明显差异,DES方法更适合内埋武器舱分离特性精细化研究。该研究结果可为内埋武器机弹分离研究的计算方法选择和安全分离策略提供一定的参考依据。     

类X-43A飞行器高超声速分离仿真

高超声速飞行器级间分离过程广泛存在于军事和航空航天应用中。为了对该过程中气动干扰和各分离参数的影响有更加深入认识,以类X-43A飞行器为研究对象,采用网格变形/局部网格重构的方法对其进行仿真研究。详细分析了高超分离过程中典型的流场结构,尤其是飞行器和助推器之间的级间干扰;另外,重点讨论了初始攻角、弹射力对分离过程中飞行器和助推器的轴向/法向相对距离、气动力以及飞行器攻角的影响规律。结果表明：级间分离过程受到涡流和激波的双重干扰;攻角对飞行器和助推器法向相对距离影响较大,小攻角或负攻角更有助于二者分离;弹射力对轴向相对距离影响显著,较大的弹射力能够使飞行器较快脱离级间干扰区,达到安全的分离距离。     

弯曲壁面流动分离及再附的尺度解析模拟

为准确预测弯曲壁面发生的流动分离及再附现象,基于模拟应力混合思想构建了新的RANS/LES混合框架,涡黏系数和湍动能耗散项中的长度尺度同步切换、涡解析区动态确定亚过滤尺度模型系数、采用混合过滤尺度匹配动态模型,并据此构造了k-ω基动态应力混合模型。首先利用槽道湍流检验了基准的亚过滤尺度模型和近壁RANS模型,前者解析获得了正确的湍流脉动近壁行为和相干结构,后者以很小代价捕捉到了雷诺应力分量的各向异性和松弛效应。随后利用周期性山算例考核了动态应力混合模型对分离再附湍流的预测精度,并与DDES,IDDES及SAS模型进行了对比。结果表明,三项改进使得动态应力混合模型具有近壁模拟能力且不存在对数律不匹配问题,涡解析能力优于DES类隐含的准代数模型,能够更好地捕捉压力梯度诱导的流动分离和再附,获得更为准确的壁面剪切应力、摩擦系数、压力系数、回流区,分离剪切层相干结构的分辨率更高。     

斜流中七叶侧斜螺旋桨水动力及空泡性能研究

为研究七叶大侧斜螺旋桨斜流中的水动力及空化流场特性,基于DDES（延迟分离涡方法）建立了斜流中螺旋桨空化流场数值预报模型。在空化数 =2.024时对三套网格进行了不确定度分析,将斜流中螺旋桨（VP1304）水动力及空泡计算结果与试验结果进行了对比,验证了本文所建立数值模型具有较好的精度,然后对七叶大侧斜螺旋桨斜流中的水动力及空泡特性进行了计算。计算结果表明：斜流中螺旋桨推力和扭矩相对轴向流中均有明显下降,且随着进速系数的增大,下降幅度也逐渐增大,J=1.0时推力下降了82.1%,扭矩下降了47.6%;斜流中螺旋桨桨叶载荷呈周期性变化,随着进速系数的增大桨叶载荷极值变化率逐渐增大,J=1.0时,推力载荷极值变化率为163%,扭矩载荷极值变化率为100%;斜流中螺旋桨桨叶表面空泡形态十分不规则,螺旋桨旋转过程中伴随着严重的空泡融合、溃灭、脱落等现象,是桨叶表面载荷呈现脉动特性的重要原因,同时对螺旋桨的隐身性能十分不利。     

鼓包前缘静叶在跨声速压气机中应用初探

为减小静叶吸力面表面的流动分离,提高压气机气动性能,对跨声速压气机的静子叶片进行鼓包前缘造型,研究鼓包前缘设计参数的影响。数值模拟结果表明:鼓包前缘使静叶表面静压重新分布,改善了流场结构;鼓包波峰产生的对涡结构能够抑制静叶吸力面附面层分离,减小分离区范围;50%叶高以下范围提高效率和总压比较为显著,50%叶高以上范围效率和总压比反而略有降低;在不降低压气机气动稳定性的前提下,效率和总压比分别提升约2%和0.5%,表明鼓包前缘静叶可提高压气机气动性能。     

顺逆流向喷流干扰下二体分离气动力风洞实验研究及前体轴向力特性

本文概述了具有顺，逆流向喷流干扰的二体分离气动力风洞实验技术研究。对有喷流干扰引起的前体轴向气动力特性，作了简单的介绍。最后对有顺、逆流向喷流干扰的前体底部流动模型作了定性的描绘，可供理论研究时参考。     

激波和边界层相互作用区域局部烧蚀的理论计算方法

激波和边界层相互作用区域的局部烧蚀计算是极为复杂的非定常湍流分离流动条件下的烧蚀分析问题，本文将这一复杂的物理化学和气体动力学过程简化为二维前向台阶分离区的准定常烧蚀问题来处理，将偏微分的控制方程组简化为超越代数方程组，提供了一个有一定精度的理论分析方法，理论计算结果与实验数据相当吻合。