声波与剪切流作用的数值模拟

基于完整的可压缩流体力学方程 ,利用特征分析的方法给出了气动声学中数值计算扰动的边界处理方法。采用所提出的边界处理方法 ,模拟了静止流场、不同来流速度的均匀流场及均匀剪切流场中扰动的演化 ,结果表明 :给出的边界条件的处理方法是合适的。文中还模拟了混合层中扰动的演化 ,给出了扰动在混合层中传播的特征      

风洞自由飞实验结果的精度、准度

风洞自由飞实验是一项特殊的地面风洞实验,用风洞自由飞实验研究了飞行 马赫数M0.6～6.0飞行海拔高度最高达45公里范围内多个飞行器的动态气动特性。因而首 先需回答风洞自由飞实验结果的精确度、可靠性。坚持用天（飞行）——地（地面风洞 自由飞实验）一致作为评定实验结果准度、可信度最重要最终的考核 标准 。〖JP〗     

某型客机水上迫降的着水冲击力学性能数值研究

数值模拟某型客机在平静水面上的迫降过程,研究俯仰角对着水冲击力学性能的影响规律。控制方程选为非定常不可压缩流动的RANS方程和标准k-ε湍流模型,使用VOF方法捕捉自由水面,利用动网格技术处理飞机和水面之间的相对运动。俯仰角增加,飞机水上迫降过程中的最大纵向力单调增加,最大法向力、最大低头力矩和表面最大冲击压力均先增加后减小,因此该飞机适宜以较大俯仰角进行水上迫降。     

用BGK格式对平面可压缩自由混合剪切流动的数值模拟

本文介绍了ＢＧＫ－Ｂｏｌｔｚｍａｎｎ格式的构造与用有限体积法计算网络内宏观量的方法。文中还介绍了可压缩平面混合剪切层计算域在不同出口马赫数下的边界条件。然后将上述方法应用于四种不同情况的可压缩平面混合剪切层的数值模拟。还详细介绍了计算结果,并与其他方法所得的的结果以及实验数据进行比较。表明本文的结果较好,方法是有效的。     

Φ5m立式风洞阻尼器的研制和应用

立式风洞开展自由失速/尾旋试验要求试验段气流速度具备快速调节能力,阻尼器是实现试验段气流速度快速调节能力的装置.叙述了阻尼器机械结构设计和它的功效,说明了控制系统设计及联调结果,介绍了试验段气流速度快速性调试方法及结论.系统应用表明,风洞试验段气流速度具备一定快速调节能力,具备开展自由失速/尾旋试验条件.     

固体火箭发动机尾喷焰复燃流场计算

为解决高温、高速、含化学反应的固体火箭发动机复燃流场计算问题,从固体火箭发     

低重环境下圆柱贮箱内液体晃动特性研究的一种解析法

考虑低重环境下圆柱贮箱内由于表面张力影响而呈现弯曲自由液面的情况,利用Fourier Bessel级数对贮箱受横向激励时的自由液面处的边界条件进行展开,得到液体晃动系统的广义状态方程,给出了固有频率、晃动波高、晃动力和晃动力矩等晃动特性的计算公式。通过数值算例与文献结果对比,在验证文中方法正确性的同时,具体研究了各晃动特性随充液深度、外激励频率和Bond数等参数变化的规律。     

空间机械臂自适应扩展雅克比零反作用控制

针对自由漂浮空间机械臂执行在轨服务(On Orbit Servicing, OOS)时对基座姿态的扰动问题,设计了一种基于扩展雅克比矩阵的自适应零反作用运动控制器。通过巧妙利用角动量守恒定律,解决了广义雅克比矩阵的非线性参数化问题。基于此,将运动学不确定性和动力学不确定性都考虑在内,采用李雅普诺夫稳定性分析工具,得到了自适应零反作用运动控制器,可以同时实现航天器姿态调节和机械臂末端执行器对任务空间中期望轨迹的跟踪,并且不需要测量机械臂末端执行器的速度。仿真结果表明了本文所提算法的有效性。     

带副翼偏转的三角翼自由滚转运动数值模拟

 通过耦合求解非定常Euler/Navier-Stokes方程和单自由度滚转运动方程,对带副翼偏转的65°后掠角尖前缘三角翼WI1-SLE自由滚转运动进行了研究,Navier-Stokes方程的求解采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)。在多块结构网格上,应用基于弧长的无限插值理论(TFI)生成变形网格,实现副翼偏转,而三角翼的滚转运动则通过网格的整体旋转实现。结果表明:Euler方程和DES方法均准确地模拟出了三角翼在滚转运动过程中存在的3个平衡位置。出现平衡位置的原因分别是:①流动对称性;②机翼左侧发生涡破裂的分离涡与右侧分离涡相互平衡使得滚转力矩为0,并且平衡位置仅与三角翼两侧涡强的差有关;③副翼偏转和左右机翼不对称分离涡涡强差产生的滚转力矩相互平衡。此外,滚转运动对副翼偏角幅值很敏感,幅值的微小改变会影响最终的平衡位置和向平衡位置运动的路径。     

考虑气动加热和变截面惯性矩的高超声速飞行器建模与分析

由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。