摘要：基于共轭传热数值计算方法,对某高隐身无人机(UAV)单边膨胀后体喷流作用下的壁面温度分布进行研究,利用薄壁型网格解决了面积大且厚度薄的蒙皮、侧板结构导致的网格量过大的问题,构建精度较高的计算模型,并完成相关计算分析,主要结论如下:传统的单一流体计算虽然可以得到相似的温度分布,但得到的温度值偏高,最大可相差50 K以上;共轭传热计算可以得到更为符合实际的结果,并且可以得到结构内部温度梯度的分布,为热应力分析及结构设计提供指导;对比相同流动条件下不同金属材料的影响,某耐高温合金的壁面温度极值比金属钢高约30 K,且其上、下壁面的温差更大,梯度更高,两材料纵向肋板位置温度梯度极值分别为120 K/cm和65 K/cm。

摘要：目的加强对7B04铝合金和TC16钛合金之间电偶腐蚀规律的认识,为特定海洋大气环境下服役的飞机在腐蚀防护方面提供指导。方法在模拟海洋大气环境下,对用钛合金铆钉铆接的7B04铝–7B04铝搭接件和极化试件进行10周期加速腐蚀试验,通过PARSTAT 4000电化学工作站测量2种合金加速腐蚀0、10周期后的极化曲线,并以测得的电化学参数为边界条件,利用COMSOL对搭接件进行数值模拟仿真,从而与试验结果进行对比分析;通过疲劳试验得到搭接件加速腐蚀4、6、8、10周期后的疲劳寿命;利用光学显微镜观察腐蚀微观形貌并进行疲劳断口附近的腐蚀坑深度测量;借助X射线衍射仪分析铝合金的腐蚀产物成分。结果在加速腐蚀0周期和10周期后,铝合金的自腐蚀电位和自腐蚀电流密度分别为−802 mV和−872 mV,2.357×10^(−7) A/cm^(2)和1.477×10^(−6) A/cm^(2),钛合金则分别为−313 mV和−274 mV,1.638×10^(−8) A/cm^(2)和4.144×10^(−8) A/cm^(2)。疲劳断口位置和腐蚀最严重区域与数值模拟仿真电位差最大位置一致,随着腐蚀周期的延长,腐蚀越来越严重,腐蚀坑深度逐渐增大。结论2种合金之间发生电偶腐蚀,7B04铝合金作为阳极发生腐蚀,并随着腐蚀周期的延长自腐蚀电位负移,腐蚀速率增大;TC16钛合金作为阴极,随着腐蚀周期的延长自腐蚀电位正移;XRD图谱显示铝合金腐蚀产物的成分主要为Al(OH)_(3)、Al_(2)O_(3);数值模拟仿真的结果与试验结果一致;飞机新结构设计和旧结构维护要重点关注铆钉周围,避免疲劳失效。

摘要：为了有效地从腐蚀防护角度为飞机异种金属选材提供指导,针对飞机特定的服役环境,通过有限元仿真和腐蚀实验研究飞机典型搭接结构的腐蚀行为。对铝合金、复合材料及搭接件进行了实验室的周浸实验,然后通过极化曲线测量实验、宏微观形貌的观察、疲劳测试、XRD等表征手段研究7B04铝合金与CCF300/QY9511复合材料搭接件的电偶腐蚀规律,并以极化曲线测得的电化学参数为边界条件,建立了搭接件的腐蚀仿真模型。结果表明,在周浸实验0周期和10周期后,铝合金的自腐蚀电位和自腐蚀电流密度分别为-802 mV和2.357×10^(-7)A/cm^(2),-872 mV和1.477×10^(-6)A/cm^(2),复合材料则分别为-240 mV和6.217×10^(-7)A/cm^(2),-98 mV和2.286×10^(-7)A/cm^(2),随着腐蚀周期的延长7B04铝合金材料呈现自腐蚀速率加快、自腐蚀电位负移的变化趋势,而复合材料呈现自腐蚀电位正移、自腐蚀速率缓慢增大的变化趋势;搭接件腐蚀产物逐渐增多,腐蚀程度越来越严重;疲劳寿命随着腐蚀周期的延长而降低;随着腐蚀周期延长,腐蚀坑深度逐渐增大;腐蚀的产物包括Al(OH)_(3),Al_(2)O_(3),AlCl_(3);搭接件仿真结果与加速腐蚀实验后的结果具有良好的一致性。该研究给出了飞机典型搭接结构的易腐蚀部位,揭示了电偶腐蚀规律,为飞机结构的腐蚀防护指明了方向。

摘要：在射流搅拌反应器实验平台上针对温度范围850~1 300 K、常压条件下的甲烷氧化反应过程进行了实验研究,采用气相色谱仪测量了变组分条件下(当量比范围0.2~2、氧气体积分数2%~8%、二氧化碳体积分数0~20%、水蒸气体积分数0~20%)主要反应物(CH4、O_(2))、主要中间组分(C2H6、C2H4、C2H2、H2)和主要污染物(CO、CO_(2))的摩尔分数,并分析了主要反应物、中间组分以及污染物生成的影响因素和影响规律。研究表明,随着当量比和含氧量的增加,主要中间组分的摩尔分数升高;二氧化碳体积分数的增加对中间产物的生成有微弱的抑制作用,却使得污染物浓度大大增加;水蒸气体积分数的增加导致氢气生成量显著增加,同时促进一氧化碳的生成,而对二氧化碳的生成影响很小。

摘要：为阐明低热值燃料在燃气轮机工况下的燃烧特性,在定容燃烧弹中测试了初始压力分别为0.10、0.15、0.20 MPa,初始温度分别为303、353、403、453 K,当量比范围为0.8~1.6,体积分数为7%H2、21.72%CO、21.45%CO2、49.83%N2的高炉煤气层流燃烧速度,并采用Gri-Mech 3.0化学反应机理对其进行了数值模拟。实验和模拟均发现,低热值燃料的层流燃烧速度随着初始压力的降低而增高,随着初始温度的增加而升高,且层流燃烧速度随温度和压力并非呈现单调性的变化规律,并在实验工况范围内对层流燃烧速度进行了温度和压力拟合。通过敏感性分析发现:主要的正向促进反应为R99、R46,主要的逆向抑制反应为R45、R36,层流燃烧速度受高活性自由基的影响,与链终止反应与链分支反应关于高活性自由基的竞争有关;随着初始压力的降低和初始温度的升高,高活性自由基摩尔分数增大,从而导致层流燃烧速度升高。

摘要：以高超声速飞机为研究对象,提出了一种基于单相流体回路的热管理系统(TMS)模型,通过热控制策略与热沉调度模型实现热沉制冷能力最大化目标,解决新型高速飞机日益彰显的冷源不足问题。热控制策略利用系统辨识与热载荷预测算法,提出基于能量平衡与温度反馈配合的热控制模型,解决热惯性带来的控制延迟问题。基于热沉冷却能力评估与热载荷匹配提出热沉调度模型,旨在合理利用各种冷源,解决飞行后期冷源不足的问题。研究通过MATLAB/Simulink仿真验证模型及算法,结果表明:所设计的TMS能够满足高超声速飞机长时间飞行需求;考虑能量平衡的控制模型在超调量及衰减比方面均优于温度反馈控制模型;基于热沉调度策略能够降低冷源消耗速率,更充分地利用各种机载热沉。

摘要：从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题。建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律。仿真结果表明:半开式、开式与闭式油气涡轮的总体气动性能相近但轴向力表现有明显的差别。当涡轮压比发生变化时,开式油气涡轮轴向力稳定性最好,半开式油气涡轮轴向力稳定性最差,闭式油气涡轮轴向力始终是3种油气涡轮中最小的。由结果分析可知,当涡轮压比低于3时,应避免选用半开式油气涡轮,而涡轮压比变化较大时,则宜采用开式油气涡轮,此外,在采用闭式油气涡轮时需要轴承预留足够的轴向载荷裕度。

摘要：利用基于Menter SST k-ω湍流模型的改进延迟分离涡模拟方法,对开式空腔气动声学特性进行了数值模拟研究,在腔体尾缘采用后壁开孔板加耗能腔的方法进行流动控制。分别研究了在亚声速和超声速来流条件下,所选取的控制措施对气动噪声的抑制效果;利用数值纹影方法等流场分析技术对开式空腔气动噪声的控制机理进行了分析。研究结果表明:亚声速来流条件下,耗能腔尺寸的选择对噪声抑制效果存在较大影响,若耗能腔尺寸过小,不但无法有效抑制腔体内气动噪声反而会使噪声水平大幅升高,最高升幅达12 dB;耗能腔尺寸增加后,腔体内噪声得到抑制,噪声降低幅度随着耗能腔尺寸的增加而增大。超声速来流条件下,所选用的控制措施可以有效地抑制腔体内气动噪声水平,开式空腔内自持振荡循环被终止,各阶模态频率的纯音噪声消失,噪声最高降幅达到23 dB.

摘要：面对未来有/无人机协同作战场景,实时准确的空战决策是制胜的关键。复杂的空中环境、瞬变的态势数据以及多重繁琐的作战任务,使有/无人机协同作战将替代单机作战成为未来空战的发展趋势,但多智能体建模和训练过程却面临奖励分配困难、网络难收敛的问题。针对5v5有/无人机协同的空战场景,抽象出有人机和无人机智能体的特征模型,提出基于近端策略优化算法的空战智能决策算法,通过设置态势评估奖励引导空战过程中有/无人机智能体的决策行为向有利态势发展,实现在与环境的实时交互中,输出空战决策序列。通过仿真实验对所提空战决策算法进行验证,结果表明:本文提出的算法在经过训练学习后,能够适应复杂的战场态势,在连续动作空间中得到稳定合理的决策策略。

摘要：无人舰载机在航母舰面的自主定位是实现自主转运、提高驶入/驶出效率的重要前提.其中,如何依靠机载传感设备实现GPS拒止环境下的舰载机自主舰面定位是亟待解决的关键技术.为此,提出了一种基于视觉和激光雷达融合的无人舰载机舰面自主定位算法.该算法通过结合手眼标定和互信息标定方法进行多传感器在线标定,使无人舰载机在面对风浪及航母运行等情况下机身摇晃导致传感器外参标定结果变化后仍能保持稳定运行;引入因子图用于无人舰载机的多传感器位姿联合优化并基于自主转运过程中的运动模型建立了简单高效的传感器失效标准,从而有效地融合了激光雷达和视觉定位结果,使该算法在单个传感器失效的情况下依然可以进行精确的自主定位;最后建立了基于多传感器的舰载机舰面仿真系统对本文算法进行验证,实验结果表明,本文算法在单个传感器失效的情况下定位误差仍维持在0.2m以内,满足实际应用要求.