基于潜在冲突的交叉点航路构型研究

航路交叉点的承载能力是决定航路容量的关键因素,而研究交叉点的潜在冲突与航路构型是提高交叉点容量的有效方法.首先根据国内现有几大主要航路构型的运行现状,提出构型存在的主要问题并加以总结.然后建立基于影响航段的交叉航路冲突模型,分别讨论了航路交角、航班流率、安全间隔3方面对平均冲突数的影响.最后比较分流法和降维法两种扩容方法,通过容量模型和数值分析计算,把三维交叉航路降为二维简单交叉航路,把"米"字型航路改为"井"字型航路,验证了降维法更具有可行性.研究表明,"井"字型航路可以增大航路网的现有容量,是提高空域利用率和运行效率的有效方法.     

基于 ACME 系统的军用飞机试飞技术状态管理研究与实践

目前,军用飞机试飞技术状态管理存在着流程不够完善、职责不够明确、体系不够健全等重难点问题尤其是飞机试飞技术状态更改控制不精准、不严格,信息化手段较为缺乏,试飞阶段技术状态管理工作存在较为明显断层。通过研究军用科研批飞机试飞技术状态管理组织机构、制度、流程及方法,构建了一种适用于军用飞机试飞技术状态管控体系,并基于 ACME 系统(Aircraft Configuration Management Environment,飞机构型管理平台)完善了相关信息化手段,打通了多类更改(结构、系统安装更改、软件更改、机载设备更改、用户资料更改)之间联系,并通过某型号的应用,验证了流程、方法及信息化手段的完整性及可行性,有效提高了飞机试飞技术状态管控能力和效果。     

双层涡轮叶片异形冷却单元内换热特性实验研究

基于实际加工成型的双层涡轮导向器叶片内部特征,模化出操场形和椭圆形截面冷却结构。针对其内部应用的冲击/气膜复合冷却形式,实验研究了冲击靶面的换热特性,重点分析了通道截面形状不同时,进口Re数、气膜出流以及冲击孔和气膜孔的相对位置对冲击靶面换热特性的影响。研究中发现通道内部局部Nu数呈中心对称的波浪形分布,并且气膜孔壁面上游的换热效果整体低于下游,只有在靠近气膜孔中心局部区域的换热系数较高。随着进气Re数增加,换热效果逐步增强 。实验数据表明,截面形状不同的冷却通道的换热特性规律不同。对于操场跑道形冷却通道,冲击孔和气膜孔顺排时冷却效果较好;而椭圆形冷却通道中,冲击孔和气膜孔错排时冷却效果较好。     

翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响

跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。     

飞翼布局在无人侦察作战飞机上的应用探讨

从飞翼布局的特点出发,分析将飞翼布局应用于无人侦察作战飞机的优势,并探讨了将飞翼布局在应用中引入的几个主要技术问题。最后,指出飞翼布局是无人侦察作战飞机气动布局的较好选择。     

航天飞机的立尾气动布局

 本文通过对初步设计阶段中航天飞机立尾气动布局原则的讨论和现有航天飞机立尾气动布局型式(包括方案)的分析,明确了航天飞机立尾气动布局可能的三种模式和改进航天飞机横侧向气动特性的主要措施等问题。这些结果对航天飞机气动布局和外形初步设计有直接参考价值。     

鸭式布局机翼的数值计算

本文将计算单独机翼的非线性离散涡法和集中涡核法以及二者的结合发展应用于鸭式布局机翼的气动特性计算。在集涡核的计算模型中除了对机翼附涡系和自由尾涡的模拟外，还包括了对机翼前缘涡的自由涡面、集中涡核及涡核卷吸作用的模拟。本文给出了三种不同形状鸭式布局的算例，结果表明，本方法的计算结果与实验结果和其他计算结果吻合得很好或接近。     

非壅塞固冲发动机补燃室内凝相颗粒运动规律研究

采用Euler-Lagrangian方法,基于O′Rouke提出的液滴碰撞和聚合模型,针对非壅塞固冲发动机补燃室内高温凝相液态金属颗粒的运动过程及颗粒间的碰撞和聚合过程开展了数值模拟,分析了喷嘴结构对凝相颗粒碰撞次数的影响。结果表明,一次喷口数目是碰撞次数的关键影响因素,从七孔喷嘴喷出的凝相颗粒之间的碰撞次数明显高于三孔喷嘴;喷口中心线与补燃室轴线的角度增加对碰撞有催进作用,但影响效果相对较小;在相同的一次喷嘴当量直径条件下,凝相颗粒的碰撞动量与喷嘴结构之间的关系不大。     

TW－1拖靶外形布局分析和气动力特性估算

本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速ＴＷ－１拖靶的气动外形布局，并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法．用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力，其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好（误差≤５％），零升阻力系数误差约在１０％～２０％之间。但就整个拖靶系统阻力（包括拖靶及拖索阻力）而言，拖靶本身的阻力只占到１０％左右。因此本文提供的估算方法能满足拱形头部一类拖靶的工程设计要求。     

悬停状态直升机剪刀式旋翼的试验研究

为了研究剪刀式旋翼的气动特性 ,在 2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究。试验中采用了新研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统 ,以确保试验结果的可靠性。作为对比 ,笔者首先针对普通尾桨进行了试验 ,给出了旋翼拉力和扭矩随总距角变化的试验结果。然后 ,着重进行了剪刀式旋翼的试验 ,测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化 ,并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比。结果表明 ,剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾桨拉力大小 ,但对扭矩的影响不大。