大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。     

低声爆静音锥设计方法研究

 声爆精确预测及低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一。基于计算流体力学(CFD)、波形参数法以及MARK-VII方法构建了高精度声爆预测方法,利用该方法对低声爆静音锥的设计展开研究。研究结果表明,静音锥的设计存在临界长度,静音锥长度小于临界长度时,静音锥产生的激波在传播过程中与机头弓形激波合并,静音锥无法起到降低声爆的作用;静音锥长度大于临界长度时,声爆水平也会略有上升。静音锥临界长度随飞行高度和飞行马赫数的变化而变化,可以根据实际飞行状态采用可伸缩设计,达到最佳的低声爆效果。多级静音锥利用多道弱激波取代机头强弓形激波,其声爆水平较单级静音锥也更低,同样,多级静音锥每一级的长度也要达到临界长度。不同静音锥头部形状产生的脱体激波形状不同,脱体距离也不同,导致阻力系数以及静音锥壁面温度有所不同,但静音锥头部形状对远场声爆信号的影响并不明显。采用静音锥的低声爆方案与原始方案比较,声爆水平得到大幅降低,阻力系数略有上升。     

超声速飞机低声爆布局混合优化方法研究

声爆精确预测及低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一.将改进后的SGD(Seebass-George-Darden)反设计方法、声爆预测算法与遗传算法相结合,形成低声爆布局混合优化方法,利用遗传算法对SGD参数进行优化,得到具有较低声爆超压值和较大有效容积的等效截面积分布,进而得到低声爆布局方案.构建了低声爆混合优化设计环境,可以对方案的声爆水平、感觉噪声级、机体有效容积以及等效截面积分布等进行计算分析,在总体设计阶段具有较高的工程实用价值.优化后的方案采用连翼布局,钝形机头设计,优化后方案的声爆超压值降低了14.51％,机体有效容积增加了15.08％.由于尾部激波强度的不同,地面声爆感觉噪声级随滚转角的变化呈现先变小、后变大、再变小的趋势,对于尾部声爆波形还需进一步优化研究,以降低感觉噪声级.     

固液火箭发动机试验燃速的计算

基于固液火箭发动机固体药柱燃速与药柱通道氧化剂质量流率的关系,推导分析得出:在2s短工作时间内或者药柱通道直径增大10%的情况下,燃烧室压力与其氧化剂质量流量成正比.因此通过试验测量的燃烧室压力可计算得到发动机转级或者关机拖尾段中的氧化剂质量流量.据此,计算发动机拖尾段消耗的燃料质量,消除发动机拖尾段燃料消耗对平均燃速的影响,可以修正常用的计算试验燃速的起止点平均法.利用此方法对两种试验推进剂组合的燃速进行了计算,原偏高的燃速值降低约20%,不同尺寸发动机的燃速符合尺寸规律,偏差在5%以内,使小尺寸发动机测得的燃速可应用到大尺寸发动机的设计中.      

改进型CLOR桨尖旋翼气动特性试验研究及数值分析

 通过风洞试验及数值模拟对具有改进型CLOR(CLOR-Ⅱ)桨尖的旋翼悬停和前飞状态气动特性开展研究。在CLOR桨尖旋翼试验及数值分析的基础上,考虑旋翼非定常流场特点,兼顾旋翼悬停和前飞气动性能,对旋翼桨叶的气动外形进行了改进,主要包括采用多种翼型优化配置以综合改善旋翼前行侧压缩性及后行侧桨叶失速特性,并考虑旋翼前飞状态对其桨叶动力学特性的需求,重新设计了桨尖前后缘的外形。在风洞中分别对3种旋翼进行多种状态条件下的试验研究,为从流动细节上获得不同桨尖旋翼的气动特性差别,采用计算流体力学(CFD)方法对试验状态进行了数值模拟对比。对更高转速状态进行模拟,结果表明相对于其他两种旋翼,CLOR-Ⅱ桨尖旋翼在改善跨声速特性和提高失速迎角等方面具有明显优势,而且综合提高了旋翼悬停和前飞气动性能。     

相控阵雷达探测性能计算研究

提出了一种相控阵雷达波位的编排方法,该方法采用第一指向角作为法向波束宽度,使得雷达波位间隙率为0、重叠率很小。通过对指向角大的波位进行驻留时间补偿,使得脉冲积累数随波束指向角增加而增大,探测性能随指向角变化差别不大。以波位编排和边缘不出现栅瓣为条件,可以估算相控阵雷达结构参数。在此基础上,初步建立了相控阵雷达探测性能的计算过程。对简单目标的仿真计算表明,计算方法合理,计算结果可信。     

PW1100G发动机LPT3叶片断裂风险评估与强制纠正措施决策分析

针对2019年A320飞机运行中因其配装的PW1100G发动机LPT3叶片断裂频发空中停车等问题,首次采用定量风险评估、 根原因分析和强制纠正措施决策的组合技术制定单边适航指令,精准解决中国机队安全监控技术难题。采用区间和比例的风险评估 方法对机队风险指标和符合性时间期限分析计算;分析LPT3叶片失效机理,梳理LPT3叶片断裂根原因;提出可选纠正措施,对不同机 队的风险水平决策。结果表明：南航机队风险高达1.64×10-8,远超过可接受的安全风险水平;起飞阶段未减推力引发机匣共振并变形, 叶片材料抗撞击能力不足,导致LPT3叶片断裂;开展减推力爬升改装,并对中国机队不同风险实施不同的飞机对偶运行时间期限。为 国内外机队安全监控提供了可借鉴的安全风险评估和管理方法。     

表一偶数为二素数之二进伪和

大量的计算机计算的结果,支持我们提出如下猜想:每个正偶数,均可表示成两个奇素数的二进伪和,且其表法有无穷多种.