火箭发动机尾罩热分离流场的数值模拟

潜射导弹的发动机一般用尾罩加以保护以防止海水侵蚀,发动机点火后尾罩存在热分离过程,本文应用非定常数值模拟方法和动网格技术数值模拟了发动机尾喷管超声速流场的建立过程,分析了高温燃气与尾罩碰撞后反射流动对发动机防护罩的非定常载荷,计算结果表明本文计算方法可以用来数值研究广泛存在的气流瞬态冲击效应。     

合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离数值模拟研究

为了探究合成双射流激励器及出口射流参数对圆柱绕流流动分离的控制效果,首次对合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离进行了数值模拟。数值计算结果显示:保持激励器出口射流振幅不变的条件下,出口射流频率等于尾迹涡脱落特征频率时,射流控制作用与绕流流场耦合效果最好,控制流动分离效果最佳;保持出口射流频率为尾迹涡脱落特征频率时,在数值计算测试范围内,随着射流振幅的增大,射流对于流场的动量掺混能力增强,控制效果也随之增强。机理分析表明:合成射流位于前驻点的控制,主要通过在圆柱前缘形成虚拟气动外型来达到减阻控制的效果;而合成射流位于后驻点的控制,主要是通过增强回流区的动量掺混来提高回流区抑制分离的能力,从而达到减阻控制的效果。     

Collision risk-capacity tradeoff analysis of an en-route corridor model

Flow corridors are a new class of trajectory-based airspace which derives from the next generation air transportation system concept of operations. Reducing the airspace complexity and increasing the capacity are the main purposes of the en-route corridor. This paper analyzes the collision risk-capacity tradeoff using a combined discrete–continuous simulation method. A basic two-dimensional en-route flow corridor with performance rules is designed as the operational environment. A second-order system is established by combining the point mass model and the proportional derivative controller together to simulate the self-separation operations of the aircrafts in the corridor and the operation performance parameters from the User Manual for the Base of Aircraft Data are used in this research in order to improve the reliability. Simulation results indicate that the aircrafts can self-separate from each other efficiently by adjusting their velocities,and rationally setting the values of some variables can improve the rate and stability of the corridor with low risks of loss of separation.     

弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。     

用于级间分离研究的TBCC动力TSTO气动布局概念设计

基于涡轮/冲压组合动力的水平起降两级入轨飞行模式是重复使用飞行器降低发射成本、缩短发射周期的重要途径之一,气动布局设计需要在飞行器总体规模尺度约束下满足全速域全空域的气动特性、操稳特性及防热特性需求。为研究级间分离特性,讨论了任务使命、动力配置、飞行模式及总体规模限制下的两级入轨(TSTO)重复使用飞行器的气动布局设计,针对二级及一级面临的飞行任务需求和气动特性需求,分别提出了多种气动布局方案。对两种改进方案进行了初步的气动计算,并进行了上升段升重平衡下的飞行剖面重构。为提高级间分离的安全性并提高超声速/高超声速的升阻效率和航向稳定性,对双垂尾及可下折翼梢进行了适当修改,形成了TSTO系统新一轮研究方案,并在此基础上规划了后续研究工作。     

悬臂静子间隙影响的计算分析

悬臂静子在小型涡轮喷气和涡轴发动机的轴流压气机上广泛应用,为了探讨不同条件下悬臂静子间隙的影响,在特定的环境下,分别针对常规负荷和高负荷、小轮毂比和中等轮毂比,组合成几种不同方案,计算分析了静子根部径向间隙分别为弦长的0%、0.25%、0.5%、1%、1.5%和2%情况。计算结果表明:与叶栅中情况类似,在压气机中,悬臂静子同样存在一个特性上表现最优的最佳间隙;在根部未发生角区失速的大流量状态和设计状态,间隙的引入会使得特性恶化,在根部发生角区失速后的小流量状态,间隙的引入则能使得特性变优;间隙形成的泄漏流对角区分离的影响与间隙大小和角区分离程度相关;压气机设计状态负荷水平减小后,间隙的影响规律基本不变;轮毂比增大后,最佳间隙值有减小的趋势。     

三角板角反射器在RCS定标测试中的应用

对三角 板角反射器的散射特性进行分析,提出了其在单站及收发分离单站RCS(Radar Cross Section)定标测试中的应用方案.三角板角反射器后向散射方向图的主瓣部分很宽且很平缓,并具有较强的方位稳定性,适用于较大RCS目标的单站定标测试.但在收发分离的单站RCS定标测试系统中,发射馈源与接收馈源间存在一个小双站角,这会使得三角板角反射器散射方向图的主瓣部分急剧下降,并呈现较强的纹波,从而无法利用其进行精确定标.而其散射方向图的某一旁瓣部分,在存在小双站角时的变化不大,且同样具有较强的方位稳定性,故可利用旁瓣峰值作为收发分离单站RCS测试中的定标参考点.     

日本首颗新一代气象卫星向日葵-8入轨

<正>向日葵-8(Himawari-8)是利用三菱电机公司DS-2000卫星平台为日本气象厅研制的新型气象卫星,也是日本首颗第三代"气象卫星"(GMS)。该卫星于2014年10月7日由H-2A-25火箭发射,星箭分离后,卫星利用其自身携带的远地点发动机将卫星送入35800km高的地球静止轨道。1向日葵-8概要"向日葵"系列气象卫星的发展概况"向日葵"是日本"气象卫星"系列的爱称。日本气象厅从1978年开始用"向日葵"进行气象观