低速引射对高超声速飞行器气动加热影响

为研究低速引射对高超声速飞行器气动加热的影响,对高超声速来流条件下大面积平板引射进行数值模拟,讨论了引射孔结构、迎角和引射入口速度对边界层流场的影响,得到了不同引射孔结构下壁面热流,引射影响因子及流动参数随引射入口速度的变化。结果表明:低速气体引射在一定程度上能缓解引射区域壁面和下游壁面的气动加热情况。4种引射状态中引射孔结构4(即面引射)壁面热流最低,其他3种引射孔结构冷却效果基本相当。相同条件下10°迎角低速气体引射降热效果明显优于0°迎角的情况。引射入口速度v=20 m/s时,0°迎角情况下,引射区引射影响因子约为0.23,即壁面平均热流降低约23%;10°迎角情况下,引射区引射影响因子约为0.45,约为0°迎角情况的2倍。     

大型结冰风洞热流场符合性验证

大型结冰风洞热流场符合性是大型结冰风洞适航应用的前提条件。为验证中国空气动力研究与发展中心3 m×2 m结冰风洞热流场符合性,建立了结冰风洞热流场符合性验证方法;针对主试验段构型,开展了热流场符合性验证试验,考察了试验段气流总温、试验段气流速度和喷嘴干空气射流对热流场空间均匀性和时间稳定性的影响,获得了试验段气流总温修正关系,形成了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线。结果表明:基于目前制冷系统性能,降低气流总温和提高气流速度会减弱试验段热流场空间均匀性,但对气流总温时间稳定性并无显著影响;喷嘴干空气射流会提高试验段气流总温,但对试验段模型区内热流场品质并无显著影响;在主要试验条件下,3 m×2 m结冰风洞热流场品质基本满足SAE ARP 5905-2003要求。     

水卡量热计的流热耦合模拟研究及试验分析

研制了一种包含球冠测热体和热防护罩的球头水卡量热计,建立了球冠测热体与测试水的流热耦合模型,基于该模型和热流标定试验分析了水道内水温分布特点及其对热流测量的影响。结果表明:水道内测试水离受热面越近,水温越高,且沿水道径向的温度梯度越大;测试水质量流率越小,沿水道轴向和径向的温度梯度越大,热流计算结果因水温测点位置不同的差异就越大。设计水卡时应使热电偶尽可能远离受热面并靠近水道中轴线;使用前需进行热流标定,确定合适的测试水质量流率范围,获得准确的修正系数。试验结果表明,该球头水卡量热计能够应用于长时间、高精度、多状态的驻点热流测量。     

外关联规则挖掘

根据项集内项的关联性,现有关联规则挖掘算法可分为正关联规则挖掘和负关联规则挖掘两大类,它们反映的是项集内频繁项之间的关联性。通过对实际数据集的分析发现,一个项集可以划分成若干子项集,子项集内的项有较高的相关性,而不同的子项集相关性则较低,这意味着每个子项集与其外部的一个潜在因子间存在着关联,由此本文提出了外关联规则的概念,并基于因子分析和主成分分析方法,提出了外关联规则挖掘算法(FAAR),从而将项集内的关联规则挖掘外推到子项集和潜在因子集之间的外关联规则挖掘,扩展和丰富了关联规则挖掘的应用,在此基础上还可进一步发现它所蕴涵的正、负关联规则。     

低密度烧蚀材料在中高热流环境应用的试验研究和理论预测

低密度烧蚀材料是为解决飞船再入过程中高焓、低热流长时间飞行热环境的防热问题开发的防热材料。随着新工程项目的开展,低密度烧蚀材料被要求应用于中高热流的新环境下。在电弧风洞上开展了低密度烧蚀材料在气流恢复焓为18MJ/kg,冷壁热流为720kW/m2的高焓、中高热流条件下的防热性能考核试验。试验中改进了传统的水冷框方式,水冷框与试验件之间增加了高性能隔热材料,避免了侧向热泄漏,提高了试验结果的准确性。试验结果表明低密度烧蚀材料能够满足中高热流的加热环境。同时开展了低密度烧蚀材料的防热性能计算研究。低密度烧蚀材料的烧蚀机理复杂,根据低密度烧蚀过程的本体热传导-热解-炭化机制,不同区域和阶段分别采用对应的预测方法,改进了炭化烧蚀的计算方法。将理论预测结果同风洞试验结果进行了对比研究,结果表明理论预测同风洞试验结果一致性良好。     

战斗机推进系统模拟低速风洞试验技术研究

为了在低速风洞中研究推进系统进气和喷流对战斗机气动特性的影响,发展了采用模拟器进行战斗机模型试验的新技术,研制了能够模拟发动机进排气的引射式模拟器,并进行了模拟器的校准.为了验证该项试验技术,研制了简化的战斗机试验模型和模型支撑装置,在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m低速风洞进行了测力试验,试验的迎角范围-5°~48°,侧滑角范围0°~15°,试验风速为70m/s.试验结果表明:试验能够较真实地模拟战斗机发动机的进气和喷流情况,进气流量可模拟到90%以上,喷流的最高落压比可达到2.95.该项试验技术为开展进气/喷流对战斗机的气动特性的影响研究提供了新的技术途径.     

外压载荷分布形式对固体火箭发动机结构稳定性的影响

应用有限元软件开展了燃烧室全筒段均压、全筒段分布式外压、局部均压三种状态外压稳定性分析,得到了三种状态的失稳载荷和屈曲波形,为不同载荷分布的外压试验方案的制定提供理论基础.分析表明:三种状态中全筒段均压状态的失稳载荷最低,三种状态的屈曲波发生部位也不一样.全筒段均压状态的外压试验结果不能代表分布式或局部外压下的承载能力...     

包容理论在导弹构件外形偏差评定中的应用

阐明了导弹的机械构件在设计和加工过程中有严格的精度要求,对于已经生产出来的构件,需要对其进行外形偏差评定;包容理论就是建立构件最小外包容模型,评定其外形偏差的方法。该方法不但可以鉴定构件外形是否合格,而且能够反映出加工工艺的误差。文中还应用包容理论对导弹的一例构件建立外形偏差的数学模型,并进行了计算分析,计算结果证明该例构件外形在偏差允许范围内。     

虚拟现实技术在军用直升机飞行和作战仿真中的应用

本文简要介绍了利用虚拟现实技术构建某型直升机飞行和作战仿真体系及应用方法。并重点介绍了构建高可视化的直升机飞行作战仿真系统的关键技术和实验步骤。     

火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却数值仿真

对液体火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却进行了数值计算,针对液膜-燃气流场区多组分、轴对称Navier-Stokes(N-S)方程和再生冷却区单组分N-S方程进行求解,并使用k-ε方程求解湍流流动.对文献中的某液氧/煤油火箭发动机燃烧室进行了数值模拟,该模型的计算结果能够与文献中的计算结果较好地吻合.计算结果表明:①液膜-再生复合冷却能有效地减少壁面热流密度和降低壁面温度,且其形成的冷气边区覆盖了整个燃烧室及喷管壁面;②再生冷却液入口质量流量越大,复合冷却作用越明显,壁面温度越低;③随再生冷却液质量流量的不同其温升在450~600K之间,且质量流量越大,再生冷却液的温升越小.④壁面煤油的质量分数不断下降,在喷管出口壁面处达到最低值,但含有煤油的区域不断变大.