反射激波作用下两种重气柱界面不稳定性实验研究

在水平方形激波管中对两种无膜重气柱界面（分别是SF6和氩气）在反射激波作用下的不稳定性发展进行了实验研究。气柱界面采用射流技术形成,实验采用连续激光片光源照射流场,乙二醇作为示踪粒子,并用高速摄像机对流场进行拍摄,获得了入射激波以及反射激波共同作用下,两种不同气柱界面的演化过程。实验结果表明,两种气柱的Atwood数不同,界面演化速率不同,反射激波到达前后的界面形态不同。SF6气柱在入射激波作用下会产生两个比较明显的反向的涡环结构,而氩气柱界面上由于产生的涡量较少,涡环结构并不明显。在反射激波作用下,SF6气柱界面会出现明显的次级涡对,而且次级涡对的旋转方向与初始涡环结构的旋转方向相反。对于氩气柱而言,在反射激波作用下虽然也产生了与初始涡环方向相反的次级涡对,但次级涡对始终未充分发展。这是因为反射激波作用时氩气柱界面的Atwood数较小导致氩气柱界面上产生的反向涡量较少。实验结果充分表明了气体Atwood数对界面不稳定性的发展起到了较大的影响。     

具有系留功能的分瓣顶破式易碎盖试验与数值研究

针对提出的导弹发射箱盖发射时无抛出碎块的新要求,对具有系留结构的顶破式复合材料易碎盖的承压和顶破性能进行了试验研究和数值预测。分别建立了易碎盖的静态承压有限元模型和顶破动力学有限元模型。在顶破动力学有限元模型中,基于Von-Mises失效准则编写了VUMAT子程序,使用膜单元和单元删除方法分别对系留功能和薄弱区的损伤演化进行了模拟。与试验结果相比较,有限元模型计算的最大变形和顶破力的误差分别为2.74%和7.49%,验证了模型的合理有效性。基于有限元模型,分析了相关结构参数的变化对易碎盖最大变形和顶破力的影响规律。结果表明,最大变形随易碎盖厚度的增加呈线性下降趋势,而顶破力随易碎盖厚度和弧向薄弱区宽度的增加,分别呈线性和非线性上升趋势。在试验和数值分析结果中,系留结构对分瓣盖体均有良好的系留功能。该文所进行的研究为无抛出碎块复合材料易碎盖的设计与分析提供了可行的方向。     

热膜探头在风沙迁移研究中的应用

针对目前风沙动力学研究中风速高频测量的需要,将55R49热膜探头应用于风沙两相流测量.通过风洞实验,分析该探头测速性能和频响特性,以及风沙流环境测速的可行性.结果表明:在20m/s风速范围内,55R49具有良好的测速性能,测量风速脉动频率在30Hz以内是可信赖的;在沙粒质量浓度1.8625 × 10-5g/cm2以内,可安全可靠地用于风沙流测速和频率分析.在塔克拉玛干沙漠进行野外观测,使用该探头在阵风条件下进行风沙两相流测量.实测结果符合风沙环境大气边界层速度和频率分布规律,证实了55R49是一种性能优良的风沙流高频测速仪器.     

两种直升机多舱油箱惰化系统代偿损失比较

针对某型直升机多舱油箱,设计了冷却空气控温和燃油热沉控温的 2种多舱油箱惰化系统。基于 AMESim平台搭建了这 2种系统模型,研究了这 2种系统的控温效果和各舱油箱参数变化规律,并且引入代偿损失指标对这 2种系统性能进行评估。仿真结果表明:2种惰化系统均能控制膜前温度维持在 90℃;燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统在整个飞行过程中,各舱油箱中最高燃油温度小于 32℃,没有超过许用限制;对于直升机而言,由于油箱相比大型客机而言体积较小,通过计算可得,冷却空气控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失小于燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失。仿真结果为多舱油箱惰化系统的设计和优化提供了参考依据。     

(鱼参)科类鱼尾模型的巡游推进特性实验研究

通过对不同形状运动尾鳍模型的测力实验,研究了鱼 参科鱼类巡游时尾鳍的推进特性.结果表明:模型转动与平动间的相位差对模型受到推力的大小及方向有显著影响,在转动滞后平动90°附近模型受到较大推力.对于五种不同的尾鳍模型,虽然形状各异,但它们受到的平均推力正比于无量纲二阶矩与模型面积的乘积.     

星载GPS-R下视天线的可视性研究

对星载GPS-R海洋遥感接收机下视天线的波束中心指向、波束形状、波束推进方式对镜面反射点可视性的影响进行了研究. 定义了一个与天线可视区域内地球表面点具有一一对应关系的星下点平面, 提出了星下点平面内的天线波束覆盖区域的确定方法及数学表达式, 在此基础上分析了不同的波束中心指向、波束形状、波束推进方式对可视性的影响, 并根据某型号空间飞行器的轨道数据进行了仿真验证.     

平动点周期轨道间小推力转移的Gauss伪谱法

针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题,构造了一种新的形状函数,在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,建立小推力轨道转移动力学模型,参考初始轨道和目标轨道的类型,构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道。为满足不同的约束要求,提出了振幅和相位按多项式变化的假设,推导了小推力转移轨道的近似解析解;然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题,并对推导的近似解析解进行解算和处理,为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值;最后以地月系统L₁点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析。仿真结果表明,小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性,使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55%以上,同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题。     

飞行器仿生防冰涂层技术现状与趋势

飞行器结冰一直是影响飞行安全的主要气象因素之一,高效可靠的防除冰技术是保障飞行器全天候飞行安全的基本要求。本文结合国内外飞行器防除冰技术的发展现状介绍了现有飞行器防除冰技术的技术手段、优缺点、应用现状和发展趋势,重点探讨了仿生防冰涂层技术的低粘附防冰机理和面向飞行器防除冰应用的挑战,分析讨论了仿生低粘附防冰涂层与新型电热/光热涂层主被动复合节能防冰的可行性,并对飞行器仿生防冰涂层技术的发展前景进行了分析和展望。     

大型复合材料机身壁板多机器人协同装配调姿控形方法

针对飞机大型复合材料机身壁板尺寸大、曲率大、外形偏差不易控制等装配工艺特点，提出了一种基于多机器人协同的复合材料机身壁板装配调姿控形方法。实现了各机器人末端夹持单元预定位，并建立了多机器人柔性装配工装的全局运动学模型；通过多机器人主从协同运动实现复合材料机身壁板的调姿定位，分析了协同运动误差；构建了壁板形状控制点偏差与机器人运动量的变换关系，通过机器人的运动实现了复合材料机身壁板的形状控制。最后，对所提出的方法进行了应用实验验证，结果表明采用主从协同运动的调姿方法，调姿定位精度优于0.08 mm。形状调控后复合材料机身壁板形状精度可达0.6 mm，证明了该方法的可行性和有效性。