共轴刚性旋翼干扰下机体外形对流场影响的数值模拟

针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。     

环形激光陀螺的有源及无源锁区速率的等效性研究

在测试了大量环形激光陀螺的基础上我们发现：当噪声控制在一定范围内,激光陀螺在无源模式下的锁区速率与在有源模式下完全相同。在环形激光陀螺大随机游走的早期认证中发现为本次试验开发的计算机控制台是一非常有价值的工具。     

利用前缘旋转控制边条翼外翼分离

边条翼在边条较小时中等迎角以上外翼就会出现分离,现提出用转动前缘表面来控制边条翼外翼分离。通过测力、油流和烟丝实验研究了转动前缘对机翼气动特性的影响。结果表明,在这种机翼上转动前缘对控制分离是有效的,升力增量最大可达３０％。可以预期,转动前缘与边条的综合作用,机翼的分离特性将有较大的改善     

N-S方程及其简化形式在圆柱绕流分离点邻域的数学性质

证明了在圆柱绕流分离点的邻域上 ,N-S方程和高智的简化 N-S方程是正则的 ,即存在级数解 ;而 Davis和 ГКП的简化 N-S与经典的边界层方程一样存在 Goldstein奇性     

固体运载火箭级间热分离仿真气体模型研究

目前,计算流体力学和飞行力学耦合仿真是模拟运载火箭级间分离较为流行的方法,而发动机内外流动建模则是运用该方法的关键。工程上,常用的方法是将发动机燃气与外部大气当作同一种气体组分处理,未考虑内外流动的多组分与燃烧效应。分析了化学非平衡流模型、双组分气体模型和常规单组分气体模型在火箭级间热分离流场计算中的适用性。化学非平衡流模型由于过高的计算消耗,不适用于火箭研制工程中大规模的参数化研究。而热化学等级较低的双组分气体和单组分气体模型由于计算量较低,具有较好的工程适用性。双组分气体模型计入了火箭燃气的特性,计算消耗远低于化学非平衡计算,且能够较好地预测火箭级间段的流动分离,在计算效率和计算保真度之间做出了较好的平衡,未来在工程研究中有较大的应用潜力。     

激波-边界层-分离流相互干扰三维湍流的数值模拟

本文采用数值方法求解时间相关三维可压缩雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组,模拟激波—边界层—分离流相互干扰三维湍流流动。湍流模型为Ｂａｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数模型,改进后用于三维内流问题。采用单元中心有限体积法离散流场控制方程,ＶａｎＬｅｅｒ矢通量格式计算无粘通量,中心差分法计算粘性通量,ＬＵＳＧＳ时间推进格式计算定常流场。本文以二元跨音速扩压器内三流动为算例,数值模拟较强激波—边界层—分离流相互干扰维湍流流动,并与实验结果进行了比较。数值模拟结果,在激波强度、分离点位置和再附点位置等方面,与实验结果吻合较好。     

基于可观测度分析和增量因子图的多源融合导航方法

复杂动态场景下高精度导航定位是自主无人系统决策规划与控制执行的基础。在城市峡谷、隧道、地下或室内停车场等场景下，卫星信号弱甚至丢失，严重影响了惯性/卫星/视觉等多源融合导航的精度和可靠性。为主动适应动态场景变化，迫切需要设计一种适用于跨场景的多源融合导航系统。基于动态时变系统的可观测度分析，在线度量惯性/卫星、惯性/视觉等组合导航因子的可信程度，进而采用因子图融合导航框架，根据各组合导航因子的可信程度，主动优化因子构建和增量平滑过程，以实现多传感器自适应融合导航与可靠定位。实验仿真表明：基于可观测度分析方法，能够在线优化因子图计算过程，提升了多源融合导航系统的环境适应性和跨场景能力，保证了复杂动态场景下自主无人系统跨场景导航模式切换和连续可靠的导航定位。     

军用飞机跳伞供氧系统改进

介绍三种跳伞供氧分系统改进方法,可用在现役主战飞机的跳伞供氧分系统中增加快速、可靠的分离机构,配合手动或自动解脱机构,使飞行员弹射救生后下降着陆或着水之前,能自动或手动解脱跳伞供氧分系统的大部分成件,使之脱离与人体的连接,减轻入水重量,减少对救生过程的不利影响,以提高水上救生的成功率。经过试验检验提出了一种较优改进方案。     

火工驱动分离装置的应用

文章主要介绍了航天飞行器上使用的各种火工驱动分离装置的特点和性能 ,分析了应用情况 ,提出了今后研究的方向。     

合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离

为了研究合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时对其分离流动的控制,采用商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.结果表明:当合成射流孔口处于回流区时仍可有效推迟翼面边界层分离点,缩小回流区范围,从而有效提高翼型的升力.当射流方向垂直于壁面,无量纲频率以及吹气速度比都等于1时,翼型平均升力系数提高40%左右.