电晕放电飘升机研究

基于B-B效应的电飘机是一种不对称电容器在高电压作用下产生推力的飞行器,由于它是一种无推进剂的飞行器而受到科技界的广泛重视。本文通过实验研究,分析电晕放电的特点,提出基于涡旋动力学理论的挠场与真空零点能相干原理来解释推力的产生。对B-B效应的深入研究将对航空航天的推进技术带来革命性的变化。     

三升力面飞机扰动运动线性化模型

以一种新型运输机Ecolifter为参考模型，由飞机的一般运动方程，在扰动飞行条件下．对空气动力和空气动力矩、推力和推力矩进行线性化，结合稳态飞行运动方程，推导出稳态直线飞行条件下，Ecolifter的纵向和侧向线性化扰动运动方程。该方程是三升力面气动布局飞机飞行性能和动稳定性研究及一体化设计的基础。     

机动飞行飞行器内具有初始弯曲和刚度不对称的转子运动模型

本文建立了位于机动飞行飞行器内且同时具有初始弯曲、不对称刚度和质量不平衡的单盘Jeffcott转子的动力学模型。当飞行器静止时,设相关参数为零后该模型与相应地面转子系统的数学模型完全相同。应用该模型可数值仿真研究飞行器运动时位于飞行器内的等转速、等加速、等减速运行转子的动态特性,研究飞行器不同飞行速度和加速度对转子动力学特性的影响,分析飞行器飞行时转子出现故障时的响应特性,从而为机动飞行器内转子的动力学分析和故障诊断提供依据。     

往复轴磁性液体密封耐压能力及密封间隙内磁性液体运动状态的分析与研究.

研究了往复轴磁性液体密封间隙内磁性液体的运动机理，在此基础上从纳韦-斯托克斯方程出发得出了往复轴磁性液体密封的耐压公式。为了验证该公式的正确性，对密封结构的磁场分布进行了有限元计算，得出了密封结构的最大静止耐压能力，并且在实验台上验证了速度和行程夺密封耐压能力的影响。     

基于无迭代解法的航空发动机实时模型

研究了航空发动机部件级模型,考虑了容积惯性;采用无迭代法保证模型的实时性,并较详细地研究了初值条件较详细的研究。给出了某型发动机慢车以上状态的气体热、动力学实时模型仿真结果。     

来流参数对防热瓦横缝旋涡结构及热环境的影响

针对高超声速飞行器表面缝隙内部流动,通过求解可压缩Navier-Stokes方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的计算流体力学(CFD)软件。利用该软件研究了来流参数对防热瓦横缝旋涡结构及热环境的影响。计算结果表明:随着来流雷诺数的增加,缝内旋涡结构呈现主涡个数增多形态趋于饱满的变化趋势,缝隙壁面绝对热流和无量纲热流增加;随着来流马赫数的增加,缝内主涡个数、形态基本不变,但主涡旋转速度增加,缝隙壁面绝对热流增加,无量纲热流基本不变;随着来流迎角的增加(迎角较小时),缝内旋涡结构和热流变化规律基本与增加来流雷诺数相同。由此分析可知,涡量向下传递并形成旋涡的距离,即形成所谓"死水区"的深度,主要由来流雷诺数和来流迎角决定。     

推力室结构力学分析与优化设计

针对某液体火箭发动机推力室建立了参数化模型,使用有限元方法分析结构固有频率和振型,并进行了模态试验验证.采用最优拉丁超立方法进行计算机数值试验设计,得到了结构质量和1阶固有频率对于设计变量的敏感性,对于优化设计过程具有指导意义.使用NSGA-Ⅱ算法开展多目标优化设计,得到了同时满足静力学与动力学设计要求的推力室结构最优设计方案.最优设计方案的推力室质量减轻了9.1%,1阶固有频率值提高了22.6%,结果表明该方法能有效提高推力室的力学性能.      

APU舱引射排液出口速度的估算方法

APU舱引射排液是一种复杂的气液两相流混合过程。通过假设,获得了一种APU舱引射排液装置出口液体排放速度的一维估算方法,并根据该方法计算了地面和空中典型姿态下APU舱排液管出口的液体排放速度,这些计算结果可作为全机级APU舱排液路径数值模拟的输入条件。计算结果表明,引射排液可以有效增加排液管出口液体排放速度,而且APU舱排液管出口液体排放速度与飞行高度成反比。     

射流管式伺服阀冲蚀磨损特性

射流管式伺服阀是一种典型的两级流量控制电液伺服阀,其喷嘴至接收器部位的流场最复杂,会因液压介质的污染而产生冲蚀磨损。以射流管式伺服阀为研究对象,将计算流体力学(CFD)理论与冲蚀磨损理论相结合,应用雷诺平均Navier-Stokes方程、标准k-ε两方程模型(液相)、离散相模型(DPM)(固相)和塑性材料冲蚀磨损模型,通过流体动力学软件FLUENT建立射流管式伺服阀喷嘴至接收器部位的可视化仿真模型,并进行了冲蚀磨损率的数值模拟和理论寿命的计算。研究结果表明:液压介质中的固体颗粒对射流管式伺服阀的冲蚀磨损主要集中于左右接收孔所夹中间内壁区域,磨损率最大值随喷嘴偏移量的增加而减小且此趋势左右对称。研究方法和结果对于射流管式伺服阀故障的定性分析、预测和理论寿命的定量计算具有重要参考价值。     

考虑约束的机载导弹导轨发射数值模拟

采用计算流体动力学和刚体动力学模型耦合求解的方法,对导轨发射的机载导弹分离过程进行了模拟,导弹运动过程包含了双(多)吊挂约束、单吊挂约束和自由运动三个阶段,为了模拟单吊挂约束状态下导弹的运动,在刚体六自由度运动方程基础上,发展了约束形式的刚体动力学模型,通过计算刚体自由转动(欧拉陀螺)和旋转刚体的进动(拉格朗日陀螺)两个算例,得到与理论解吻合的计算结果,验证了运动模型的正确性。在此基础上,对某机载导弹的发射过程进行了数值模拟,模拟中根据后挂点所处不同位置分别采用直线运动、单铰链约束和六自由度运动模型。通过数值仿真,获取了发射过程的运动轨迹和姿态变化,结果表明中等攻角下翼吊导弹受到横向洗流的作用,产生较大的侧向力和偏航力矩,导致导弹发生横滚产生弹架干涉。单吊挂约束下导弹俯仰运动受到法向气动力、重力以及法向过载的作用,严苛条件下可能引起弹架干涉。