民用飞机商载航程图解析方程的建立及应用

民用飞机的商载航程能力满足市场需求对民用飞机的成功至关重要,航程能力设计指标是否合理需要在方案初期结合市场特征进行全面的评估。通过推导商载航程图边界线的解析方程,建立了飞机总体参数与商载航程图的关系,构建了一种通过设计指标中的标准商载、设计航程以及特征重量参数即可快速准确求解出飞机商载航程图的方法。使得在性能计算输入参数有限的方案初期,仅通过基本的设计指标就能反映较为全面的商载航程能力,可应用于方案阶段基于市场需求的方案快速迭代,优化飞机设计指标。     

某型导弹发射内弹道数值仿真

建立某型潜射导弹的内弹道方程组,对内弹道方程组进行了仿真计算,研究了变深度发射内弹道参数的变化规律及发射深度变化对导弹离筒参数的影响。     

超燃冲压发动机总体化性能分析

针对由后掠侧压进气道、矩形燃烧室和后掠侧板尾喷管构成的超燃冲压发动机模型,为了快速准确得到超燃冲压发动机的整机性能,建立了一套分析发动机总体性能的耦合流场计算方法。其中进气道和尾喷管流场分别求解三维单一气体和多组分抛物化N-S方程,燃烧室流场求解一维N-S方程,各部件在交接面处传递几何和流动参数。运用总体性能计算方法,研究了发动机构型的气动特性,给出了飞行高度、马赫数和攻角改变对发动机性能的影响规律。结果表明:该总体性能计算方法可用于超燃冲压发动机总体性能的快速预估;飞行高度对推力、升力和俯仰力矩的影响均较大且程度相近,三者随飞行高度增加均减小;飞行马赫数对发动机推力、升力的影响相近,对俯仰力矩的影响最大,三者随飞行马赫数增加均增加;飞行攻角对升力的影响最大,俯仰力矩次之,对推力的影响最小,随飞行攻角增加,发动机升力近似线性增加,推力和俯仰力矩分别呈增加和减小趋势。     

超燃冲压发动机流量匹配机理

采用基于集总参数方程的燃烧室性能计算模型,辅以临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的一维流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态下的隔离段和燃烧室的流量匹配计算,并分析了流量匹配工作机理.结果表明:在未分离超燃模态与分离超燃模态下,增加燃烧室供油流量,隔离段和燃烧室流量匹配是通过流道中的喉道处马赫数降低来实现的;在跨燃模态与亚燃模态下,增加燃烧室供油流量,流量匹配主要是通过提高燃烧室流道中热力喉道处的总压来实现的.      

确定总应变寿命方程参数的一种方法

为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169及GH901合金的单调拉伸及疲劳试验数据,对其各自的总应变寿命方程参数进行了拟合,进而开展了疲劳寿命预测.结果表明:采用该方法确定的总应变寿命方程参数具有明确的物理意义,且对TC4,GH4169及GH901合金的疲劳寿命预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内.      

考虑应力松弛的缺口疲劳寿命预测方法

为了能够快速准确获得循环载荷条件下缺口局部应力应变并用于缺口疲劳寿命预测,基于粘塑性本构方程及光滑试样循环应力应变试验结果,发展了一种应力应变简化计算方法,采用该方法计算得到的光滑试样循环应力应变结果与试验结果的误差在5%以内,并将该方法结合寿命预测方程采用迭代的方式用于粉末高温合金FGH97单边圆形缺口试样疲劳寿命预测。结果表明:所发展的方法充分考虑了FGH97合金单边圆形缺口试样缺口根部区域的应力松弛,取得了较好的寿命预测结果,其分散带基本在2倍以内。     

泛结构条件下轴承腔油气两相流动的模化方法

首先根据热力学、流体力学的基本定理对航空发动机轴承腔油气两相流动的相似性进行了数学推导,获得了弗劳德数、欧拉数、雷诺数、普朗特数和埃克特数等相似准则数,遵循系统几何相似和动力相似等相似准则建立了航空发动机泛结构及工况条件下轴承腔油气两相流动的模化模型;并对实际轴承腔及模化轴承腔的油气两相流场进行了数值求解,模化轴承腔与实际轴承腔无量纲速度、温度和压力分布一致性较好,支持了提出的轴承腔油气两相流动相似准则和模化方法的可靠性.泛结构条件下轴承腔油气两相流动模化方法对于指导轴承腔油气两相流动试验设计及推进理论分析向航空发动机工程设计转化都有一定的参考价值.     

基于非惯性系的悬停状态旋翼CFD/CSD耦合气动分析

旨在提高先进旋翼气动特性的分析精度,在旋翼高精度CFD分析中耦合气动弹性效应,取代传统方法中的刚性桨叶假设,并考虑悬停状态旋翼流场准定常的特性,在非惯性坐标系下建立了一套适合于悬停状态旋翼气动特性计算的CFD/CSD耦合分析方法。旋翼气动载荷通过求解三维Navier-Stokes方程求得,空间离散及通量计算采用Jameson中心格式,时间方向则选用五步Runge-Kutta迭代求解,湍流模型采用B-L模型;基于Hamilton原理建立了描述旋翼弹性运动的非线性微分方程,针对旋翼悬停状态的工作特点,采用Raphson迭代方法求解获得旋翼桨叶的弹性变形量。在CFD/CSD耦合计算中,旋翼桨叶交接面载荷及变形信息通过CFD与CSD模块进行传递,同时为提高桨叶弹性变形后贴体网格生成的效率和质量,采用基于网格点坐标转换的网格变形方法。在CFD和CSD程序分别验证基础上,采用建立的旋翼CFD/CSD耦合分析方法计算了先进的UH-60A直升机旋翼的表面压强及气动载荷。计算结果表明,与刚性旋翼CFD模拟结果比较,本文建立的CFD/CSD耦合分析模型可以更准确地预估旋翼气动载荷和性能。     

面向跟踪的吸气式高超声速飞行器动力学建模

根据吸气式高超声速目标的动力学特性,对传统动压加速度模型的局限性做了分析。在重力转弯模型框架中,基于超燃冲压发动机的推力产生机理以及高超声速流场的斜激波方程和普朗特梅叶方程,提出了描述目标切向加速度的推广模型和目标法向加速度的斜激波、非解析混合模型。随后,基于高超声速流场工程近似算法对吸气式高超声速目标的模式特征进行分析,并设计了均匀模型集。对攻角、滚转角以及发动机状态发生突变的高超声速机动目标跟踪问题进行了仿真研究。结果表明,新的模型集能够较好地适应目标突然加速和转弯机动,有效跟踪助推跳跃机动的吸气式高超声速目标。     

基于效能评估的航空作战进程预测

研究了航空对抗作战中空战双方的兵力变化问题。从飞机作战效能评估的角度出发,给出了在数据链支持下的作战飞机空战能力指数计算方法,并将其转化为平均战斗力水平,从数学原理上证明了二者具有等价性和一致性。建立了能够表征数据链效应的改进Lanchester方程航空作战模型,在考虑有增援的情形下对模型进行扩展。仿真分析了等效实力比和不同增援时刻对空战进程的影响,结果表明数据链具有提高作战效能和改变战局的作用。给出了有效增援时间范围,并指出了在增援作战时存在增援介入时间的"局部最优增援时刻点",为空战决策提供了参考依据。