飞行器突起物周围气动加热的计算方法

有压缩拐角区域的突起物的局部气动加热问题表现为流动的分离与再附。许多研究人员对这类突起物的气动加热问题做了大量的理论和实验研究。本文通过对其流动情况的分析，结合大量的实验数据，对压缩拐角区域气动加热问题，给出了一种有效的工程计算方法。     

三轴转台测试中惯性仪表输出量的分离方法

在惯性仪表主轴转台测试的基础上,采用四元数法建立了转动中的三轴转台数学模型,并以此计算在三轴转台转动中的各个时刻,重力加速度在惯性仪表坐标系上的投影,从而完成惯性仪表三轴转台测试中动态输出量和静态输出量的分离。该方法用代数运算代替了欧拉法中的三角运算,具有简单、精确且不会出现奇异的优点。在文章最后给出了在某一测试下的计算结果。     

斜激波串与上游激波干扰特性试验研究

为研究斜激波串在背压条件下前移与上游激波相互干扰的流场结构和运动规律,在来流为马赫数 2.7 的直管道内设计一种等宽度斜楔,采用动态压力测量、高速纹影和粒子图像测速(PIV)技术等手段进行了试验。研究结果表明：内置斜楔在管道内产生入射激波、分离激波、膨胀波、再附激波和激波诱导分离等复杂上游激波流场,在分离区附近形成有顺压梯度和逆压梯度的区域。当增大下游压比时,斜激波串逐渐向上游激波流场移动;经过斜楔产生的分离区时,斜激波串的移动速度急剧提升,同时出现非对称分离偏转方向的切换。对比了三种长度尺寸的等楔角斜楔所产生的上游激波流场的差异性,发现在相同的斜楔前缘起始点和楔角时,随着斜楔长度的增加,上游激波流场中激波诱导的分离尺度逐渐变大。     

挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究

为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器( Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显著降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。     

临床分离工件直线度和工作台直行运动误差的新方法

介绍了新研制的四点法误差分离技术（ＥＳＴ）,用来分离工件的形状误差和工作台的误差运动：三个传感器Ａ,Ｂ和Ｃ作ｌ１＝ｌ２＝ｌ的等间距布置,第四个传感器Ｄ与Ｃ的间距为ｌ±ＴＳ,而ＴＳ为采样间隔。只要预置合适的初值并经适当的计算路线,便可重构出工件形状误差和工作台的运动误差。本方法区别于频域三点法的特点是毋需进行ＦＦＴ运算,而区别于时域三点法,则是采样间隔又不受传感器间距的制约。     

火星探测器分离试验方法研究

火星探测器分离试验是火星探测器在总装测试阶段的重要试验项目之一,需要设计专门的试验系统模拟分离时的低重力环境。文章针对着陆器与环绕器分离工况中的瞬时失重问题和着陆器背罩分离工况中的非平衡系统缓冲吸能问题,提出基于拉伸弹簧组件和配重分离的解决方案,并使用模拟件进行试验,验证了所提出方法的有效性。     

自适应间断装配法模拟弹道靶中超高速弹丸发射

弹道靶自由飞试验是高超声速领域中的一种重要的地面试验手段。试验中厘米级的弹丸/弹托在10米级长度的管道中加速至极高的速度,出膛后通常采用气动力使弹托偏离预定弹道而被拦截器阻挡,仅使弹丸进入试验段开展测试。由于发射过程中弹丸的实际飞行姿态会受到管道内长距离加速、高压驱动下出膛、气动分离干扰等诸多因素的影响,因此基于计算流体力学发展相关的气动预测技术有助于指导试验方案设计,从而保证弹丸运动轨迹的准确性。针对发射问题中涉及的诸如空间尺度变化剧烈、接触-分离、超高速动态分离等数值仿真难点,采用基于非结构动网格技术和格心型有限体积方法发展的自适应间断装配求解器（ADFs）,对非定常流场中的运动激波进行装配,通过二维算例对弹丸发射过程数值仿真进行了详细的原理性介绍。一方面,拓展了激波装配方法在工程问题中的应用;另一方面,针对弹道靶中超高速弹丸发射这类问题,建立了一套高效的数值模拟方法,实现了对弹丸从静止到加速、出膛、分离的全动态过程的精细流场刻画。     

一种关于静压气体轴承节流孔系数的计算方法

基于层流边界层方程的分离变量算法和雷诺方程的解析算法,提出了一种关于单节流孔静压气体止推轴承的节流孔系数的计算方法。该方法通过比较层流边界层方程计算获得的气体轴承的质量流量和雷诺方程计算获得的质量流量计算获得了节流孔系数。将计算获得的节流孔系数和节流孔系数为常数0.8代入单节流孔气体止推轴承的雷诺方程中,计算获得的承载力与分离变量算法求解层流边界层方程获得的承载力进行对比,可以发现,相对于采用节流孔系数为0.8来说, 采用该计算的节流孔系数求解雷诺方程的承载力与分离变量算法求解获得的承载力结果精度最大提高了8%。从而验证了该计算节流孔系数方法的正确性。      

Bump/前体一体化对高速进气道起动特性的影响研究

基于下颌式进气道将Bump/前体一体化设计方法应用于进气道设计,采用特征线法设计五种不同型面的前体,并采用数值仿真的方法,计算每种Bump/前体一体化进气道的自起动过程。研究表明:加入合适的Bump型面可极大提高进气道起动性能,将横向压力梯度集中在侧板附近的构型使进气道自起动马赫数降低了0.95。Bump/前体一体化对不起动状态下分离区形态进行三维重构,改变了分离区内横向溢流,从而改变了进气道起动能力。另外,通过对进气道起动过程的研究发现,进气道内形成封闭式分离区时,通常在高于设计马赫数时才能起动,进气道设计中应尽量避免这种状态的出现。     

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×106),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。