双微射流作动器合成流场数值模拟

采用精度高和稳定性强的隐式高阶紧致差分格式结合Beam-Warming近似因式分解法求解全N—S方程，对二维、粘性、非定常、可压双微射流作动器合成流场进行数值模拟。内置牛顿似子迭代用来消除因近似因式分解、线性化、显式边界条件及隐式一边采用低阶空间离散所带来的误差。与其它人工粘性方法相比，隐式高阶数值过滤方法对许多情况，特别是对于马赫数非常低的流场计算有明显优越性。计算结果揭示了双微射流合成流场的特点及其产生、发展与耗散的过程。此外，双微射流合成流场的形成受双微射流作动器相位差的影响，合成射流偏向相位超前的一方。相位差愈大，偏转愈剧烈。     

分子间作用改善分子复合材料相容性

用共溶剂法制备了热致液晶聚酰胺/尼龙66分子复合材料.用DSC、FTIR、POM和SEM对复合材料的相容性进行了综合研究.DSC研究表明,不同组成共混物的熔点和结晶度均发生明显下降,当液晶含量达到50%时,共混物出现超分子液晶态,体系具有明显的相容特征;FTIR结果证实了聚酰胺液晶与尼龙66分子间氢键作用的存在;POM和SEM研究表明,由于分子间相互作用而使共混物成为共连续微结构,没有出现相分离.     

用有限元显式算法解具有烧蚀动边界的传热问题

本文借助于运动坐标系用显式有限元算法求解烧蚀动边界的传热问题。通过坐标变换,在变换平面内确定固定的有限元结点,物理平面内对应的结点随边界的烧蚀而运动。在线性插值函数模式下温度的时间导数在三角形单元中处处相等的假设下导出有限元方程的显式计算格式。对横观各向同性材料的端头帽在再入飞行中的烧蚀和瞬时温度场的计算结果与用有限差分法计算的结果相互吻合。     

高速风洞动导数试验精准度提升研究

随着高机动性飞行器的发展,准确获取飞行器的动导数尤为重要,进而对传统动导数试验技术的精准度要求越来越高。然而,在高速风洞试验中,由于模型尺寸小、气动载荷大、振动幅值小,与低速动导数试验相比,高速动导数试验面临的困难更大。为了提高高速动导数的试验精准度,针对以上特点,对模型在振动过程中的受力情况、振动机构设计以及信号干扰等问题进行了详细分析与总结,并应用于型号试验中,试验结果显示高速风洞动导数重复性精度提高至10%以内。通过所做的研究工作,高速动导数试验技术得到了提升,同时,文中对高速动导数试验技术的未来发展趋势也做了简要介绍。     

涡轮动叶压/吸力面气膜孔冷却特性实验研究

为了研究涡轮动叶的气膜冷却特性,在短周期跨声速换热风洞中测量了静止条件下压力面和吸力面气膜孔的冷却效率,分析了主流雷诺数、马赫数和吹风比对气膜孔冷却效率分布的影响规律。实验结果表明:无论压力面孔和吸力面孔,整体冷却效率均随着吹风比的增大而降低;压力面孔在高雷诺数工况下的冷却效率要更高,而吸力面孔在2.0的大吹风比工况时,低雷诺数下的冷却效率在近孔区域(30倍孔径距离内)高于高雷诺数工况。改变马赫数对压力面冷却效率几乎无影响,而在Ma=0.913工况下,在吸力面孔后28倍孔径位置处冷却效率突然降低至0.05以下。     

一种改进的非定常激波装配算法

基于非结构动网格技术和格心型有限体积方法,提出一种改进的非定常激波装配算法,进一步拓展了其在包含有运动激波的非定常流场的应用范围。首先,针对激波在直/曲壁面传播这类问题,分别建立了壁面间断节点的运动模型;其次,为保证激波在大范围运动时装配阵面不产生失真,基于Bézier曲线拟合方法实现了间断节点分布的自动重构;接着,通过嵌入局部网格自动重构模块,提高了算法的计算效率和自动化程度;最后,对于激波相交点的运动,设计了一种根据位移推算速度的方法进行装配。数值算例表明,所提算法能够有效地处理激波传播问题,相比激波捕捉方法可以提取更多的流场信息,同时可以获得流场间断更加直观清晰的图谱。     

基于光纤传感的襟翼操纵载荷试飞技术

为了研究民用飞机减速板打开引起的襟翼载荷增量,验证襟翼中小偏度下的严重操纵载荷准确性,避免成本高昂的特殊构型试验件研制和减少机上管线敷设空间限制等问题,针对某具体型号襟翼运动机构,建立了基于光纤传感的操纵载荷测量系统、测量系统校准方法,完成襟翼作动器操纵载荷和翼面总载荷的直接验证与确认。试飞实施结果表明,基于光纤传感的襟翼操纵载荷识别及测试技术在某型号减速板打开后襟翼操纵载荷试飞中的研究应用,为襟翼操纵载荷验证提供了一种有效的高精度、低成本试飞测试方法。     

基于热管技术的飞机电作动机构散热特性

针对飞机电作动机构在工作过程中发热严重的情况,开展了相关散热技术研究。利用试验数据拟合出电作动机构产热量的经验关系式,提出基于热管-燃油系统的飞机电作动机构冷却方法,建立描述电作动机构散热系统流动与传热过程的数值模型,并验证了其可靠性。通过数值模拟研究不同因素对散热系统散热性能的影响规律,结果表明:数值模拟与试验误差在14.6%以内;与自然对流散热相比,热管-燃油散热方式可使电作动器温升降低12.61%,对于驱动器,风扇冷却效果优于热管-燃油散热方式;当热管等效导热系数达到7 000 W/(m·K),电作动机构已达到较好的散热状态,继续增大热管等效导热系数对提高散热系统散热性能效果不明显。研究可为电作动机构高效散热系统的设计提供参考。     

肋条布局对涡轮动叶凹槽状叶顶传热和气动性能的影响研究

为提高凹槽状叶顶气热性能,探究肋条布局对凹槽状叶顶间隙腔室内旋涡的调控作用和降低传热系数与气动损失的作用机制,采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS)方程和k-ω湍流模型的方法研究了肋条布局对涡轮动叶凹槽状叶顶传热和气动性能的影响。基于GE-E~3涡轮级动叶凹槽状叶顶结构,在叶顶凹槽腔室内沿中弧线等间距设计了全肋条布局、吸力侧半肋条布局、压力侧半肋条结构和凹槽尾缘半肋条结构共4种肋条布局。数值模拟动叶叶顶传热系数分布与实验数据对比,验证了所采用的数值方法和湍流模型的有效性。结果表明:凹槽尾缘半肋条布局的叶顶平均传热系数比凹槽状叶顶结构、全肋条布局、吸力侧半肋条和压力侧半肋条布局分别低了11.3%,3.1%,11.3%和2.8%;压力侧半肋条布局与凹槽尾缘半肋条布局的动叶出口截面总压损失系数相近,比凹槽状叶顶结构、全肋条布局和吸力侧半肋条布局分别减小了1.4%,2.7%和4.0%。肋条布局能够有效降低凹槽状叶顶间隙腔室内的旋涡强度,减少叶片的气动损失;同时上游凹槽腔室强度较弱的旋涡通过凹槽尾缘半肋条布局进入下游凹槽腔室,降低了尾缘区域的传热系数。凹槽尾缘半肋条布局的动叶叶顶具有最佳的气热性能。     

敏捷卫星控制分系统动中成像姿态机动模式的集成测试方案设计

摘要： 动中成像姿态机动模式作为敏捷卫星一种新的工作模式,具有机动过程复杂、姿态实时变化、指标要求更高的特点,原有的集成测试环境和测试方法难以对其进行有效验证,针对这一问题,设计了分系统集成测试方案.该方案对分系统集成测试环境的主控机、动力学模型和数据分析系统进行设计,实现了基于任务的自主测试、目标姿态计算模型和可视化测试功能,对测试方法中的机动模式的典型测试工况和指标测试进行了研究.测试结果表明,该方案可有效验证控制分系统姿态机动功能的正确性和指标符合情况,为开展分系统集成测试提供了思路.