民机空难相关非定常气动力问题研究

近年来,非定常气动力引起的飞行失控在造成民机空难事故诸因素中名列前茅,已经成为困扰国际民用航空运输发展的一个聚焦点。大气飞行气动力环境本质上是非定常的,而迄今飞机均按定常空气动力学和线性飞行力学原理设计,这就决定了现有民机在真实飞行中必然存在飞行失控之类的安全缺陷。简要介绍近年来国内外飞行失控造成民机发生重大飞行事故的情况,着重阐述采用非定常气动力和非线性飞行力学高新技术减少飞行失控、改进现役民机飞行安全性的研究思路和主要技术途径,旨在推动我国尽快实现减少民机空难事故这一重大目标。

遗传算法在气动力参数辨识中的应用

将遗传算法推广用于气动力参数辨识,以取代通常采用的梯度类优化算法。通过采用遗传模拟退火算法对某型飞机的纵向气动力参数进行辨识计算及分析后,可以看到:(1)遗传算法是气动力参数辨识的一种新的有效方法,该算法不受参数初值选取的影响,具有较好的全局寻优特性;(2)遗传算法的计算效率受种群规模、遗传算法构造本身等因素的影响比较大,并且还有相当大的进一步完善与改进的空间。

基于RBF插值技术的CFD/CSD非线性耦合分析方法研究

基于非结构混合网格的N-S方程求解器和结构柔度影响系数法,发展了一种考虑气动、结构非线性的基于RBF插值技术CFD/CSD耦合分析方法,适用于解决现代大展弦比飞机的非线性静气动弹性问题。该方法采用时间相关法(即求解非定常方程组,用长时间的渐近解趋于定常状态)求解静气弹分析时的定常流动。考虑大展弦比飞机结构变形问题为大变形小应力问题,在利用柔度系数法求解结构方程时,假设每次求解结构方程时应力与应变为线性关系,整体静气弹分析过程为非线性关系,因此每次求解结构方程时要更新柔度影响系数矩阵。在非定常N-S方程每求解一个时间步耦合一次结构有限元分析,由于结构有限元分析的时间相对于气动分析时间是很短的,所以这种方法实际上近似使用了一次求解非定常气动力的时间完成了整个静气动弹性分析的过程。对于气动网格与结构有限元网格不一致性,本文采用径向基函数(RBF)插值方法中的TPS方法进行结构弹性变形和气动载荷插值,采用虚功原理完成气动载荷数据交换。为了节省气弹分析时间,采用动网格方法对气动网格进行更新,本文基于RBF插值方法发展一种适用于混合网格(四面体、三棱柱、金字塔和六面体)变形的动网格方法,可以保证附面层网格的质量与分布从而准确模拟其流动。利用该方法对M6机翼、DLR-F6翼身组合体和某大型客机机翼进行了静气动弹性特性分析,结果验证了本文开发的非线性CFD/CSD耦合分析方法的可行性、精确性和高效性。

振动鲁棒控制研究Ⅰ—不确定性结构动力学建模

建立了结构振动鲁棒控制的一般性综合框架。首先介绍了线性鲁棒控制的原理和控制系统框架,然后分析了结构动力学系统的模型不确定性来源,将其分为高阶未建模动态特性、模态参数不确定性和作动器/传感器模型误差,通过用适当的数学形式表示这些不确定性,将动力学模型的确定性部分和不确定性部分分离开来,有效地纳入鲁棒控制的系统框架,进而可以运用鲁棒控制理论求解控制器用于结构的振动控制,从理论上保证闭环系统的稳定性和性能。

后缘拐折翼气动特性试验研究

对后缘拐折翼的气动特性进行了风洞试验和水洞试验研究。结果表明,机翼后缘拐折处的集中涡有吸引和固定翼面涡的作用,合适的拐折会得到明显的气动收益,在大攻角时,会使升力增加,俯仰力矩特性得到改善;内拐折的深度大,对大攻角气动特性有利;在带边条时,合适的拐折点最好在边条前缘延长线的外侧附近。

翼型动态失速的数值研究

用不可压缩流动的求解算法 ,结合WilcoxDC提出的k ω模式和k ωSST湍流模式 ,对翼型的动态失速进行了数值模拟。通过对典型的振荡翼型轻失速和深失速算例的计算结果分析可以看出 :(1)绕动态失速翼型的流场结构十分复杂 ,轻失速和深失速在流动特性上有很大区别。计算结果显示 :轻失速主要是由于后缘分离引起 ,分离涡的影响范围主要是在后缘附近。而深失速则首先形成很大的前缘分离涡 ,该分离涡在翼型表面上运动 ,并诱发出二次分离涡 ,引起翼型升、阻力系数的显著变化。 (2 )对于动态失速的翼型绕流 ,k ωSST湍流模式是较为有效的 。

窗口区域烧蚀瞬态热响应耦合计算与温升规律研究

本文针对航天器窗口区域局部防热结构，进行了数值计算和研究，成功地解决了材料热解、烧蚀以及复杂形状和边界传热的耦合计算问题。本文还针对防热结构均匀加热与表面变化加热量两种不同的加热条件；计算分析了有关温升规律的差别及其物理原因，为防热设计提供参考。

二维稳态热传导逆问题初步研究

在用有限控制体积法对二维稳态热传导问题进行成功数值模拟的基础上 ,首先介绍了处理二维稳态热传导逆问题的两种方法 :灵敏度法和伴随方程法 ;然后分别用这两种方法对一典型的圆环域边界条件反演问题进行了计算 ,并就测量误差对反演结果的影响做了初步分析 .结果表明 。

远程弹头机动突防方案初步研究

提出了战略弹头机动突防的思想,研究了弹头轴向及法向机动时拦截弹进行成功拦截所需过载的计算方法,通过算例说明了弹头法向机动方案能够大大提高弹头的突防性能,并指出采用这种方案后,通过导航制导控制规律的设计还有可能提高弹头的落点精度。

类前缘外形防热层的瞬态热响应计算研究

本文针对可重复使用热结构，计算研究了类前缘外形热结构防热层瞬态热响应问题，探索分析了前缘防热层的热响应特征．在计算中成功地实现了任意坐标变换下代数网格生成，并求解了任意坐标下的热传导方程，为进一步开展外流场／结构热响应全耦合一体化计算研究打下了基础．

防热层材料在旋转加热作用下的温度滞后现象研究

When a vehicle with rotation reenters the atmosphere in an angle of attack, it will experience an alternating heat flux on the upper surface of the thermal protection farer. Andthe position of maximum temperature on the surface is not coincident with that of maximum heat flux, which is called thermal retardation. In this paper, the thermal retardationphenomena of the thermal protection layer under an alternating heat flux are numericallysimulated. The effects of many factors, such as the time of heating, the angular velocity ofthe rotation and the properties of thermal protection material, are researched on the thermalretardation. Which is useful to the design of thermal protection layer of vehicle.

高超音速流动中热对流动影响的研究

本文针对通常伴有较强热现象的航天飞行器重返大气层这一背景，通过数值计算研究了激波层内有热源时球头高超音速绕流中热对流动的影响。研究表明，加热对激波距离有明显影响；对驻点附近的表面压力影响不大，而对出口附近的表面压力则影响显著；超音速区内冷却存在临界状态。这些特征都表现出了一种＂热斥冷吸＂现象。

振动鲁棒控制研究Ⅱ—仿真算例

以柔性悬臂梁为对象,采用压电作动器和传感器,基于μ控制理论设计鲁棒控制器,对梁进行振动控制。详细给出了控制器设计过程,包括模型参数误差,模型不确定性加权函数的选择以及性能加权函数的设计。对闭环系统进行了全面的仿真分析,在时域和频域对比了开环和闭环的性能,考察了参数摄动时闭环的鲁棒稳定性。分析结果验证了μ控制理论用于结构振动控制的有效性。

用灵敏度法简化化学反应动力模型

介绍了用于简化化学反应动力模型的灵敏度方法的基本思想与具体方法,然后用该方法来对两个化学反应实例:甲醛氧化反应和一氧化碳/氢气在空气中燃烧的化学反应进行简化,均得到了比较好的结果。

跨声速翼型优化设计的复变量方法应用研究

应用复变量方法计算目标函数关于设计变量的灵敏度,以此进行优化设计。该方法尽管计算量较大,但求灵敏度简单易行,适合目标函数比较复杂的情形,而且精度很高,几乎不受扰动步长影响,数值优化过程特别健壮,所以非常适用于设计变量不多或气动力计算很快的情况。

飞行器局部防热结构三维瞬态温度分布数值计算

飞行器局部防热结构三维瞬态温度分布数值计算桂业伟（中国空气动力研究与发展中心总体技术部四川绵阳６２１０００）关键词飞行器，防热结构，温度分布，数值计算１前言弄清再入飞行器防热结构的温度变化规律ＩＪ防热设ｉ！有着重要意义，本文针对这一背景开展了数值计算...

细长体大攻角分离流动的数值模拟研究

采用数值模拟方法研究了具有头部微小扰动细长旋成体大攻角分离流动。考察了全层流和全湍流情况下头部扰动位置和大小对背风面流动和截面侧向力的影响。结果显示：在给定的扰动形式下，层流和湍流背风面流动存在明显的双稳态特征，侧向力随扰动周向位置呈双周期变化；扰动大小对层流流动的影响明显大于对湍流流动的影响。

球头高超音速热绕流的研究

本文研究了加热（冷却）对流动的影响。通过计算分析了在不同来流马赫数和加热量下，加热对球头高超音速绕流的影响规律。研究表明，加热对流动有着显著的影响，将使流动出现“热斥冷吸”、表面压力和激波距离增大、加热与冷却影响的非线性、加热使超音速区内马赫数下降趋向于１等现象。

导弹气动数据库管理系统分析与设计

导弹气动数据库管理系统结合具体风洞试验类型,建立相关数据结构。该系统由管理平台、后置处理、前置处理及其他软件接口部分组成。系统关键技术含气动数据结构的设计、数据的标准化表示、数据的对比分析及模型数据的前置处理。