半主动控制起落架缓冲性能初步研究

建立了半主动控制起落架缓冲动力学数学模型,模型中流量系数是油孔等效面积、流量或压差的函数,不再是固定值,而是变量.利用定油孔起落架的落震试验对该模型进行了校验.设计了两个简单控制律,第一个控制律按传统变油孔设计准则给定,第二个控制律按给定吸收功量时峰值载荷最小的准则设计.通过数字仿真对这两种控制律下的起落架和被动式起落架的缓冲性能进行比较.结果表明,半主动控制在提高起落架缓冲性方面有较大潜力.     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

高超声速高焓风洞试验技术研究进展

高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。      

运动激波绕射过程中的粘性效应

应用 TVD格式求解二维非定常全 N- S方程 ,以研究运动激波绕射现象。考虑粘性后 ,绕凹角流动时 ,压缩拐角附近表面压力分布与实验结果更为符合 ;绕凸起物时 ,出现反射激波因边界层干扰根部加宽 ,前、后角点附近有局部分离与再附 ,并引起局部压力上升 (与无粘流场模拟相比 )等现象。结果表明 ,全 N- S方程可较好地模拟实际粘性流中复杂激波障碍物干扰流场特性     

任意翼型有小分离气泡跨音速绕流的迭代算法

 本文给出一种带小分离气泡的任意翼型粘性跨音速绕流的计算方法,采用有粘-无粘干扰迭代的概念。无粘流的全速势方程用AF差分格式在保角变换法生成的计算网格中求解,粘流附面层方程用C-S盒式法求解,用逆算法消除分离点处的奇性。本文对Ma_∞=0.8,Re_∞=2×10~6,迎角α=3.5°和4°的NACA64A010翼型粘性绕流进行了计算,结果与实验相比较,吻合良好。     

高超声速粘性激波层高雷诺数流场的数值求解方法

本文将拉伸变换引入Hosny的高超声速粘性激波层的数值求解方法中,数值计算结果与Little所给出的实验结果相符合。从而不论在雷诺数范围上,或在后身流场的推进计算上,本方法均比Hosny原方法有明显改进。     

正激波结构与反射的蒙特卡罗模拟

本文用变径刚球模型(VHS)与Larsen-Borgnakke模型借助直接模拟蒙特卡罗方法模拟正激波结构与反射问题。直接模拟显示了分子间作用力幂次对激波剖面的影响,平动自由度经激波的非平衡效应,双组分气体经激波的组分分离效应,有转动自由度激发(双原子分子)气体中激波结构、传播和反射、双原子轻分子作为载体的混合气体激波结构中重气体的温度超出等。     

变截面管道中激波诱导的两相流动

本文研究扩张型与收缩型变截面管道中激波诱导的非定常两相流动。对于稀相气固悬浮体采用了双连续介质模型,对于两相流动按照准一维近似处理。控制方程则是利用算子分裂技术和二阶GRP方法数值求解。文中给出了波后气固两相的流动结构,并讨论了粒子对两相流场的影响。     

准定常强激波马赫反射波形的数值研究

应用DCD频散控制激波捕捉格式,求解二维、多组分、带有化学反应的Euler方程组,数值模拟了准定常强激波的马赫反射问题.研究结果表明:与经典马赫反射理论相比,在强激波条件下,激波诱导的气体分子振动激发和化学反应使马赫反射的三波点轨迹角变小、马赫杆高度变低、楔顶附体激波倾角变小;马赫杆的相对突出量随入射激波马赫数和楔角的增大而增大,而气体分子的振动、离解等真实气体效应能进一步加剧马赫杆的向前突出.