航天飞机末端能量管理段在线轨迹设计方法

研究了航天飞机末端能量管理段飞行轨迹的一种在线设计新方法。根据飞行器当前的能量状态及相对于机场的位置,选取合适的动压变化规律,并以纵、横航向耦合的质心运动方程为基础,采用蛇形机动原理和轨迹推演技术优化横向机动方案,设计生成飞行轨迹,保证飞行器安全、精确进入自动着陆窗口。仿真显示,该方法具有在线生成、快速、精确、鲁棒性强等特点,可用于异常情况下返回轨迹的设计。

非定常气动力辨识的模糊逻辑方法

提出了用内部函数和二次型隶属函数对非线性非定常气动力进行模糊逻辑建模与辨识的方法 ,分别用 F- 18和 F- 16飞机强迫振荡的实验数据建立了非线性非定常气动力模型 ,讨论了隶属函数导数的连续性对模糊逻辑模型精度的影响 ,并与已有的 Fourier模型和非线性代数模型进行了比较。结果表明 ,文中提出的建模方法能够给出更为满意的结果。

多孔探针系统误差分析

以不可压流场的Bernoulli方程和势流理论为出发点详细推导了多孔探针的基本测量原理并获得了相应的数学模型,从而将具有不同头部(如球体、圆锥体)、不同孔数(如3、5、7乃至18孔)的各种类型多孔探针纳入到相同的数学模型之下,为系统分析各类探针提供了条件。通过分析推导过程,得出了多孔探针测量数学模型成立的4个基本约束条件。在实际测量过程中若偏离这4个基本条件必然会在测量结果中引入系统误差。将由此引入的系统误差分别归纳为:数学模型误差、制造误差以及使用误差,并逐个进行了详细的分析。同时,还以较为常用的七孔探针为例,采用计算流体力学软件对以上3种情况造成的误差进行了定量计算。根据以上分析和计算结果,为实际应用中选择合适类型的探针、确定使用条件、评估测量系统误差给出了详细的建议。

基于非定常气动力建模的动导数仿真实验

应用系统辨识理论，利用纵向大振幅非定常气动力实验数据，在频率域内建立了基于Ｆｏｕｒｉｅｒ 变换法的非定常气动力数学模型，并发展了一种获取常规动导数的仿真实验方法，分析了迟滞环的物理意义。对６０°三角翼和Ｆ－１８ 飞机模型进行动导数仿真计算，研究了不同振幅、频率及迎角变化对动导数的影响。结果表明，Ｆｏｕｒｉｅｒ 变换模型可以用于动导数仿真计算，使大振幅非定常实验与小振幅常规动导数实验合二为一。迟滞环的方向反映了飞机运动的阻尼特性。

广义2-D系统Roesser模型的可接受输入序列研究

通过将有限矩形上的广义 2 - D Roesser模型转化为等价的代数方程 ,给出了有限矩形上所有输入均为该系统的可接受输入的充要条件 ;利用 2 - D Z-变换以及多项式矩阵的性质 ,给出了无限矩形上所有输入均可接受的充要条件。证明了当系统的输入矩阵行满秩时 ,只要系统在某个有限矩形上的所有输入均为可接受输入 ,则在无限矩形上的所有输入也均为可接受输入。基于矩阵的初等行变换 ,提出了确定广义 2 - D系统 Roesser模型可接受输入序列集合的方法。

旋转坐标系下旋转圆柱绕流的数值模拟

在处理某些特定的问题如旋转对称的非定常问题时,把控制方程由笛卡尔坐标系转换到旋转坐标系会使问题简单化,即处理如旋转对称的流场模拟时,采用旋转坐标系可以把非定常的问题看作是定常问题来处理,大大的节约了计算时间。本文通过旋转坐标系下雷诺平均N-S方程编写jameson中心格式,采用S-A湍流模型,对旋转圆柱在一定来流速度情况下进行计算,为了观测不同时刻流动情况,采用双时间步长。通过与实验结果对比,表明旋转坐标系下的控制方程确实能够计算此类特定的流场。

合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究

为研究低速状态合成射流在抑制翼型气流分离和推迟失速方面的控制机理,开展了NACA0021翼型失速特性射流控制的风洞试验研究.通过系统性的模型测力、翼型瞬态流场粒子图像测速和边界层速度测定的对比试验,深入探索了合成射流各参数对翼型失速特性控制效果的影响规律.试验结果表明射流偏角在翼型升力和失速迎角控制方面的效果对射流动量系数较为敏感:当动量系数较大时,近切向射流的控制效果更好.射流动量系数为0.033时,偏角30?的射流使得翼型升力系数峰值提高23.56%,失速迎角增大5?;而动量系数较小时,偏角较大的射流能够获得最佳控制效果.射流动量系数为0.0026时,法向射流对翼型最大升力系数控制效果最好(提高9.2%).

直升机噪声信号的小波分析

基于小波变换研究了典型飞行状态下直升机噪声所具有的特征．通过对直升机噪声信号小波细节的描述，使我们了解到桨涡干扰噪声分量对直升机噪声的贡献，并能够清楚地观察到直升机噪声的低频拍振荡现象．

风力机尾流相互干扰的数值模拟

结合制动盘理论与CFD方法,采用FLUENT软件对置于有限面积的风电场内的9台风力机尾流相互干扰情况进行数值模拟。风电场内风力机机组呈梅花型排布,考虑入流角分别为0°、15°和30°代表风力机的偏航现象,利用FLUENT提供的FAN边界将风力机风轮简化为无厚度的产生压力跃降的制动盘,采用N-S方程求解整个风电场的流场分布。该文给出流场的速度分布、涡量分布及风力机机组周围的风能密度与湍流强度分布,反映了上游风力机机组的尾流会对下游机组的流场产生干扰的现象。通过对风电场和风力机的成功模拟表明,制动盘理论结合CFD的方法适用于风电场和风力机的流场模拟,可为风电场微观选址和风力机排布提供参考,且计算量远小于完全数值模拟方法。

考虑转捩的风力机翼型动态失速数值模拟

以风力机专用翼型的动态失速为对象,采用一种基于流场当地变量的Gamma-Theta转捩模型配合SSTk-ω湍流模型进行数值模拟,研究转捩对动态失速性能的影响和动态失速下的转捩规律。结果表明,使用考虑转捩效应,能够使动态失速过程中上仰段大迎角状态下失速和下俯段气流再附的模拟得到改善。在动态失速上仰段,上表面转捩由后缘分离泡向前缘分离泡的转变过程较快,导致转捩点迅速前移;而在下俯段,前缘分离泡向后缘分离泡的转变过程中经过了自然转捩和再层流化的过渡,因此转捩点的移动较上仰段平滑。

斜出口合成射流控制机翼分离流实验研究

采用倾斜出口合成射流激励器对NACA633-421三维直机翼进行分离流主动流动控制,天平测力结果表明合成射流可以有效地控制机翼流动分离,提升最大升力系数10.4%,推迟失速迎角4°。运用边界层测试技术及粒子图像测速系统(PIV)对合成射流分离流控制机制进行研究分析,结果表明,控制后边界层速度型变得"饱满",形状因子减小,其底层能量增加,抵抗逆压梯度能力增强。瞬态及时均化PIV测试流场图进一步证明合成射流向主流进行动量注入及掺混后,主流附着机翼表面,翼面附近流体湍流动能和雷诺剪切应力增加,分离点向下游推迟,流动分离得到抑制。

用混合网格求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程

用混合网格求解了三维紊流 N-S方程。在物面附近采用三棱柱网格 ,其它区域则采用四面体网格。方程的求解采用 Jamson的有限体积法 ,紊流模型采用两层 Baldwin-Lomax代数紊流模型。数值算例表明 ,用混合网格求解三维紊流 Navier-Stokes是非常有效的。

大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究

应用七孔探针定量流场测试技术,在低速风洞中通过定量测试细长旋成体背风区三维空间流场,研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大迎角情况下(迎角为55°)背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系空间结构的认识。解释了截面侧向力沿模型体轴分布为幅值递减波形的形成机制。给出了有、无头部小扰动片及小扰动片非定常摆动控制三种情况下的细长体背风区不同的多涡空间结构。细长旋成体背风区横截面的涡量和总压分布测量结果表明在模型头部固定小扰动片可以改变非对称涡的非对称特性,但不能使非对称涡变为对称涡,而在头部非定常小扰动的控制下模型背风区流动呈现对称涡的流态特征。

转捩对S809翼型气动特性影响的数值模拟

以S809翼型为例分析了转捩对水平轴风力机翼型气动特性的影响。首先采用多种湍流模型对S809翼型开展了全湍流数值模拟,观察了忽略转捩条件下的翼型升阻力特性,然后开展了考虑转捩的数值模拟,分析了转捩对翼型升阻力特性和尾缘分离的影响。结果表明,在附着流动状态下,数值模拟中忽略转捩会导致翼型升力系数被低估约10%,阻力系数则被成倍高估;转捩对翼型尾缘分离也有一定影响,转捩点越靠近前缘,尾缘附近附面层速度型的饱满程度降低,抵抗逆压梯度的能力减弱,尾缘分离越容易发生。

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。

应用PIV技术研究“零质量”射流的非定常流场特性

首次采用PIV瞬态流场测试技术对"零质量"射流激振器近出口处附近的非定常流场进行了定量测量,应用相位锁定采样技术,测到了激励周期内不同相位时射流出口的瞬态流场,由200幅瞬态流场图像的平均得到了射流流场的平均流动特性。通过对射流出口涡环的产生、发展及运动特性的分析,认识到涡环之间相互作用是形成"零质量"射流的流动机理。

试飞科目的最优排序问题研究

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标 ,在建立过渡耗油、耗时计算数学模型的基础上 ,应用“旅行推销员”问题的 EASTMAN解法及最近相邻点启发性解法两种方法对试飞科目的最优排序问题进行了研究。分析了两种方法的适用范围及限制条件 ,EASTMAN解法适用于起点和终点为同一科目的问题 ,最近相邻点启发性解法则是一种适用于开环问题的工程解法。仿真结果表明 ,通过合理安排试飞科目次序 ,可节省试飞耗油、耗时 ,减少试飞成本 ,提高试飞效率。

飞行器持续气动加热的耦合性分析

分析了飞行器持续受热过程中的耦合性 ,指出了耦合性在分析持续气动加热问题中的必要性。针对存在的耦合性 ,本文提出了一种处理方法 ,并在此基础上给出了部分模拟计算结果。这些结果能够定性地反映出耦合性在气动加热问题上的影响。同时指出 。

斜出口合成射流激励器非定常流场特性实验研究

设计了平直和倾斜单出口合成射流激励器,应用非接触粒子图像激光测速技术(PIV)对出口附近的非定常流场特性进行了研究,得到了两种激励器产生的合成射流的瞬态和时均流动结构。研究结果表明:斜出口和常规平直出口激励器流场结构存在明显差异,右斜出口激励器仅在出口左侧边缘形成集中旋涡,在右侧形成附壁射流,补充激励器内部质量的空气来自于尖锐出口左侧,时均流场呈现沿壁面的横向输运特性,其流动特性十分有利于进行边界层分离流动控制。

有限振幅T-S波在非平行边界层中的非线性演化研究

研究对非平行边界层稳定性有重要影响的非线性演化问题 ,导出与其相应的抛物化稳定性方程组 ,发展了求解有限振幅T_S波的非线性演化的高效数值方法· 这一数值方法包括预估_校正迭代求解各模态非线性方程并避免模态间的耦合 ,采用高阶紧致差分格式 ,满足正规化条件 ,确定不同模态非线性项表和数值稳定地作空间推进· 通过给出T_S波不同的初始幅值 ,研究其非线性演化· 算例与全Navier_Stokes方程的直接数值模拟 (DNS)的结果作了比较·