非轴对称端壁造型对叶片端壁气热性能影响的研究

为了研究非轴对称端壁造型对典型燃气透平叶片端壁气动热力性能的影响,基于双控制型线非轴对称端壁造型方法,建立了间隙射流和主流掺混作用下非轴对称端壁气动热力性能的数值研究模型。在数值验证的基础上,研究了4种不同非轴对称端壁造型几何结构对叶栅端壁流动特性和气膜冷却性能的影响规律。结果表明,针对本文研究的大转折角透平叶片,在叶栅通道前部进行非轴对称端壁造型,会增强端壁的横向二次流,导致叶栅总压损失系数略有增大,会降低端壁的气膜有效度。而在叶栅通道后部进行非轴对称端壁造型,可以有效削弱端壁的横向二次流,减弱通道涡,从而降低叶栅的总压损失系数,同时,能够提升端壁横向平均气膜有效度高达22%,有利于提高端壁的气动热力性能。     

空间多功能在轨维护机器人系统及其末端执行器设计

空间机器人是空间在轨服务的一种重要工具。以合作目标与非合作目标的在轨维护为目的,通过对现有空间机器人研究现状的调研和分析,提出了基于末端工具可快换的多功能在轨维护机器人系统,并提出多种末端执行器设计方案。其中三指-三瓣式末端执行器作为末端工具快换装置,不仅具有机械接口捕获对接的功能,还具有电力/信号传输功能,以及机械臂动力传输功能;钢丝绳缠绕式末端执行器具有优越的容差和软捕获性能,适合用于实现对安装有捕获接口的合作目标以及非合作目标卫星发动机喷管的捕获;而欠驱动三指末端执行器具有良好的待捕获目标物体形状自适应功能以及软捕获功能,因此可用于对空间形状不规则的太空垃圾等目标进行非合作目标捕获。通过对多功能在轨维护机器人系统及其末端工具快换过程以及末端执行器对目标捕获操作的研究,所提出的基于末端工具快换的多功能在轨维护机器人系统有较好的应用前景。     

高超声速ISR平台乘波外形优化设计及需求验证

对乘波构型在高超声速ISR平台气动外形设计上的应用问题进行了研究。基于高超声速ISR平台的总体参数,对锥导乘波体进行了参数化几何建模。以升阻比和容积率为优化目标,采用正交试验设计方法、非线性回归模型和粒子群算法对锥导乘波体进行了多目标优化设计。选取Pareto前沿中的4个特征点作为高超声速ISR平台的初步气动外形,采用数值计算方法对其进行了性能分析,并对设计需求进行了初步验证。研究结果表明:上下表面"双凸"、两侧近似机翼的乘波体在保持较高升阻比的同时又具有较大的容积率,满足航程、载荷和起飞重量等设计指标的需求,可用于高超声速ISR平台气动外形设计。由于航程指标值较大,对燃油结构质量比的要求较高。     

高性能二元收敛喷管型面设计方法

为了使二元收敛喷管同时具有较优的气动特性和红外隐身效果,发展和完善了基于超椭圆截面和圆角矩形截面的二元 收敛喷管型面设计方法,分析了2 种截面的控制参数,采用多项式函数推导了不同类型的横截面控制参数沿程变化规律,指出了截 面控制参数与其沿程变化规律之间的几何约束关系,并进行数值计算和试验分析。结果表明：采用横截面构型的二元喷管具有光顺 过渡的几何外形,通过选取合适的截面控制参数和沿程变化规律,均可设计出性能较高的二元收敛喷管。     

高超声速飞行器一体化方法研究

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法 3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有"准3维"研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。     

悬停状态倾转旋翼机非定常气动干扰研究

悬停状态旋翼/机翼机身干扰流场的高精度数值模拟对准确预估倾转旋翼飞行器气动性能具有十分重要的意义,开展该干扰流场的高精度数值模拟一直是直升机空气动力学领域的研究热点和难点之一。本文基于运动嵌套网格技术,建立一套适用于倾转旋翼非定常流场的CFD方法。采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式。在此基础上,首先开展某新型倾转旋翼无人机的旋翼/机翼机身非定常干扰流场数值模拟研究,得到了与文献相符的“喷泉效应”现象,计算结果显示干扰作用使总拉力损失16.6%。然后着重研究了不同襟副翼预置角对降低悬停状态下旋翼/机翼机身气动干扰作用的影响,研究结果显示45°襟副翼预置角效果最佳,使全机总拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。     

计入螺旋桨干扰的倾转机翼飞行器气动特性研究

倾转机翼飞行器不仅拥有直升机固有的垂直起降能力,还具备传统固定翼飞行器特有的高速巡航的特点,是目前军民用飞行器研究的热点之一。针对传统倾转机翼飞行器存在螺旋桨气动效率低、倾转机构复杂的问题,提出四发串列式倾转机翼垂直起降布局形式,对该布局飞行器进行总体设计,完成螺旋桨周围流场特性、螺旋桨间干扰特性、螺旋桨和机翼之间干扰特性的研究分析,并制作验证机进行验证。结果表明:该布局很好地解决了螺旋桨气动效率低、传动机构复杂的问题,具有较强的可实现性及实用性。     

基于气动标模数据的接口设计与实现

针对开展CFD软件评价、测试、计算工作中,标模数据需要进一步预处理导致效率低下的问题,设计实现一套面向空气动力领域的标模数据调用接口系统,接口采用Apache开源CXF框架为核心,实现以SOAP协议传输XML标模数据结构。收集分析标模数据,建立标模数据库;根据调用方实际需求,以及标模数据特征制定交互方案;基于CXF框架使用Java语言,实现SOAP协议的XML数据传输的接口系统,接口系统包含4个API函数供使用方调用。通过实际工程应用,显著提升了数据交互、处理的效率。     

充气式气动减速器的折叠方法及充气过程数值仿真

针对充气式气动减速器难以建立折痕有序、径向压缩的折叠模型,本文提出了分割映射折叠方法。首先基于分割映射技术得到分割展平面;其次通过矩阵变换将分割展平面转换为连续的几何折叠模型;最后,采用初始应力修正了建模过程中的模型误差,降低了充气过程中的应力集中和网格畸变问题。数值结果表明：充满的单圆环的表面积和体积误差仅为1.8%,验证了本文折叠方法的高精度;充气式气动减速器的初始和充满外形与实验外形一致,展开过程稳定、有序,说明该方法的可靠性和适用性。本文折叠方法适用于任意旋转曲面的多维压缩和有序折叠,提高了曲面展开数值仿真的精确度和稳定性。     

一种高超声速稀薄流激波干扰气动热测量技术

针对高超声速稀薄来流条件下的激波干扰气动热测量问题,设计了一种适用长时间、中低热流量值(5~500 kW/m2)的带封装结构的量热计,采用空气隔热设计方式降低其侧向传热,实现了有效一维传热,延长了测试时间;并通过热流传感器标定试验,实现了热流高精度测量。为验证量热计的测量性能,开展了地面标定实验和基于双锥模型的高超声速低密度风洞激波/边界层干扰实验(M10和M12),量热计与同轴热电偶的测量结果进行对比分析。研究结果表明,本文所设计的量热计适用于稀薄来流条件下激波干扰引起的复杂气动热问题的热流测量。相比于同轴热电偶,量热计响应时间较慢,但对于较大热流,由于极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较高。同轴热电偶对低量值热流(5~20 kW/m2)的测量性能较好,信噪比(SNR)较高。研究成果为开展高超声速低密度风洞稀薄流激波干扰气动热试验研究提供支撑。