摘要：飞行器热管理系统中所用的高孔隙率泡沫材料具有质量轻、比表面积大等优点,孔隙尺度几何参数的优化设计对有效提升综合传热性能、降低结构质量至关重要。以各向异性Kelvin泡沫胞元为研究对象,采用混合热格子Boltzmann方法以及多GPU加速技术,实现了同时考虑泡沫骨架导热和多胞元孔隙尺度强迫对流换热的共轭传热数值模拟。在上述基础上,分别选取了Re=10、100、1000计算条件,开展了不同胞元高径比(H/D=0.5、0.75、1.0、1.5、2.0)对其流动传热特性的影响规律研究。结果表明,在不同Re条件下,随着各向异性Kelvin泡沫H/D的减小,其泡沫内部的流动阻力及努塞尔数均增大,且随着Re的增大,对流换热的作用增强,H/D的影响也更为明显。此外,相比于流动阻力,结构传热性能受H/D的影响变化速率更大,由此造成综合传热因子(j/f^(1/3))与H/D成反比关系,即减小Kelvin胞元H/D可有效提高泡沫结构的综合传热性能。

摘要：碘离子推力器主要应用于小型卫星的姿态控制和位置保持,其依靠碘工质的升华和电离产生推力。碘工质储供系统的加热方式和结构参数对其工作性能有很大影响。采用动网格方法对离子推力器储罐中碘工质升华相变过程进行数值模拟,讨论储罐加热方式和径高比对其性能的影响。结果表明:从质量流量、流量稳定性和预热时间3个参数综合考虑,四周伴热加热、辐射加热和接触加热3种方式中,接触加热性能最好。在接触加热方式下,储罐径高比对流量变化几乎无影响,流量稳定性很好。对于以大推力为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越小越好,径高比为0.2时的质量流量相比于径高比为1.4时增大了9.0%。对于以高响应速度为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越大越好,径高比为0.2时的预热时长相比于径高比为1.4时增大了80%。

摘要：目前关于燃气涡轮叶片冷却的实验研究多数是在常温常压进口气流和低壁温条件下进行的,而实际燃气涡轮叶片的冷却气流为来自于压气机的高温高压空气,且涡轮叶片壁面热载(定义为加热壁面壁温与冷却气流进口温度之比)很高。为了掌握热载与进口气流条件对于涡轮叶片尾缘内部冷却通道的冷却效果的影响,在考虑空气物性随温度变化的情况下,采用数值模拟方法进行了相关的计算和分析。计算选取了两种进口气流条件(常温常压、高温高压),热载为1.1~1.9,进口气流雷诺数为5×103~1×105。计算结果表明,进口气流雷诺数一定的情况下,随着热载的增大,通道内换热能力降低,流动阻力系数增大;与常温常压进口气流条件相比,高温高压进口气流条件导致通道努塞尔数降低,并且努塞尔数在高热载条件下的降低更为显著;在进口气流雷诺数为6×104的条件下,高温高压进口气流、热载为1.9的条件下通道的努塞尔数比与常温常压进口气流条件、热载为1.1条件下通道的努塞尔数降低了15.8%,且随着进口气流雷诺数的增加,通道换热的削弱程度进一步增大。本文的研究表明,涡轮叶片的冷却设计必须考虑叶片冷却的实际条件,并对实验数据结果进行合理修正。

摘要：弹性超材料可以实现减振降噪、波导、隐身等弹性波操控功能,具有广阔的工程应用前景。本文引入固液相变材料作为散射体对比研究了散射体固液两种形态下的带隙特性和隔振性能,利用数值方法计算单胞的能带结构和动态有效质量,研究了影响超材料带隙特性的因素,并通过试验验证了两种形态超材料的隔振性能。结果表明:液态散射体超材料可产生局域共振带隙实现低频段隔振,固态散射体超材料可产生Bragg带隙实现宽频段隔振;同时,改变外界条件对两种设计形态的带隙均起到很好的调控作用。由此,超材料散射体两种设计状态的转变实现了带隙类型的转变和隔振频段的调节,可为适应热环境下的相变散射体超材料构型设计和隔振特性调控提供参考依据。

摘要：热防护系统的设计水平对固体火箭发动机的性能有着重要影响,准确获得发动机内部热环境参数是对其热防护系统进行精细化设计的前提。为全面了解国内外固体火箭发动机内部热环境实验测量现状及相关测量技术,从固体火箭发动机内壁面温度、总热流和辐射热流测量三个方面对国内外相关研究进行了调研,总结了各类测量方法的原理、特点及应用现状,并对这些方法用于固体火箭发动机内部热环境测量进行了评述和展望。该文可为开展固体发动机热环境原位动态测试提供方案选型依据,进而支撑热防护系统的精细化设计和内部热环境精细仿真预示方法的发展。

摘要：为实现宽带低频减振,论文将力振子和串联负电容的压电分流振子分别置于基体上下两侧,设计了混合弹性超材料梁.基于传递矩阵法建立了理论模型,用于计算混合弹性超材料梁的频散关系和动态有效参数,通过有限元法进行了验证.分别采用理论方法和数值方法研究了电路元件参数对混合弹性超材料梁的带隙和振动衰减特性的调节机理,通过与单振子超材料的带隙对比,分析了两种振子间的相互影响.结果表明:电路元件参数主要影响压电分流振子产生的带隙的位置、宽度及带隙内的振动衰减程度;两种振子的带隙重叠区域不一定为通带;两种振子会因为负动态有效刚度范围靠近而相互影响.该研究将为此类超材料的设计提供参考依据.

摘要：为了设计更高效、高机动性的扑翼飞行器,需要对扑翼运动机理进行细致的动力学研究。其中,迎角是影响扑翼运动气动性能的关键因素。本文结合格子Boltzmann法与Level-Set动边界识别法,建立了含有动边界的流场模拟方法,并采用GPU加速,数值研究了迎角对扑翼运动气动性能的影响。结果表明:增大迎角,扑翼运动的升阻比呈现先增大后减小的趋势,当迎角θ=10°时,能够获得最佳气动性能。θ=0°~40°范围内,随着迎角的增大,扑翼翼尖处的上下翼面压差比翼根、翼中处大,在翼尖处提供了更大的升力。随着迎角的增大,扑翼的前缘涡附着于翼面的面积明显增大,扑翼后方脱落的涡旋也较难耗散,提高了扑翼的升力;同时,翼尖涡的强度和影响范围变大,增加了扑翼的阻力。

摘要：现代试验设计(Modern Design of Experiments,MDOE)方法是提升风洞试验效率的一种重要技术途径。基于拉丁超立方的现代试验设计方法尽管理论效率很高,但其设计的随机采样点在与风洞模型姿态自动控制系统配合时,实际效率会显著下降。根据现有风洞试验设备控制系统走刀特点,针对多变量风洞试验设计需求,提出一种基于分层拉丁超立方的现代风洞试验设计方法,并将其应用于马赫数6的风洞模型的二变量试验和三变量试验设计。在满足精度的情况下,将MDOE方法与传统试验设计(One Factor at A Time,OFAT)方法进行对比,结果表明:二变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法 20%左右的样本量;三变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法 30%左右的样本量。与经典拉丁超立方试验设计方法相比,本文所发展的分层拉丁超立方试验设计方法结合现有风洞试验设备,可有效减少试验车次,提高试验效率,缩短试验周期。

摘要：现行民航飞机离港时,需由牵引车推出泊位后再依靠飞机自身发动机动力进入跑道。为使机场更安全高效运行,人们正在探索一种全新的飞机滑出模式——牵引滑出,其无需发动机动力、即从飞机推出直至跑道端等待起飞均依靠地面的外部动力移动,由飞行员控制牵引车牵引的离港作业方式。其有助于实现高效、绿色、经济的机场运营目标。前起落架作为承载飞机重量和实现地面牵引滑行的关键组件,其动力学特性直接决定着飞机的高速牵引滑行安全,也影响着结构的后续飞行安全及全生命使用周期,故针对新一代牵引滑出方式的飞机前起落架力学行为开展研究十分必要。以某型民航飞机前起落架为研究对象,考虑减震支柱及牵引车轮胎的缓冲性能,研究了承受满载、高速牵引滑行时的前起落架的动特性、动响应行为,并给出了跑道随机不平度激励对前起落架随机响应的影响,获得了不同承载、不同牵引速度下前起落架动力学响应特性。结果表明,在前起落架满载高速牵引滑行中,牵引载荷在阻力臂的变形及振动响应中起主导作用。本文的研究结果可为新型牵引方式下前起落架的设计以及现役飞机的安全运行保障提供重要参考。

摘要：针对非保形平流层飞艇升空过程中气囊膨胀导致压强变化的问题,将飞艇升空阶段分为自由膨胀上升阶段和成形上升阶段,建立非保形平流层飞艇升空热力耦合模型,该模型很好地反映了飞艇内部的气体体积变化和压强变化,为研究平流层飞艇压差控制提供模型基础;考虑飞艇内部状态不能实时获取,提出基于模糊观测器的平流层飞艇压差控制方法,为保证在线学习能力,采用在线顺序模糊极限学习机(OS-Fuzzy-ELM)去训练模糊系统参数。对非保形平流层飞艇升空过程进行运动仿真分析,阐述了控制飞艇压差的必要性;对不同目标压强差下的压差控制进行仿真分析。结果表明,所设计的压差控制器具有良好的输入跟踪能力,对飞艇压差控制器的设计具有重要参考价值。