力学:流体力学,固体力学,工程力学

  • 显示方式:
  • 简洁模式
  • 摘要模式
  • 1  复合材料平尾接头力学性能研究
    强锋,陈普会,阳奥
    2022, 54(1):114-120. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.013
    [摘要](611) [HTML](959) [PDF 2.39 M](2987)
    摘要:
    针对某平尾中央翼与外翼前梁连接接头,设计了复合材料接头试验件。根据平尾接头实际载荷工况及试验件构型,设计了特定的试验夹具,确定了静力试验方案。通过静力试验,得到了试验件在实际载荷工况下的静力极限载荷和破坏模式。并采用ABAQUS有限元软件,对中央翼前梁接头、外翼前梁接头试验件进行静力分析,有限元预测结果和试验结果吻合较好,证明了有限元模型的准确性。数值计算结果表明:接头在静力载荷工况下,孔边产生应力集中,导致孔边纤维破坏并向周围扩展,最终失去承载能力。
    2  含预填块复合材料帽型单筋板弯曲性能研究
    戴征征,余章杰,张琪,陆方舟,蔡登安,周光明
    2022, 54(1):103-113. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.012
    [摘要](536) [HTML](1025) [PDF 4.14 M](3201)
    摘要:
    通过有限元分析对含预填块复合材料帽型单筋板弯曲承载能力和失效机制进行了预测,并完成试验验证。首先基于有限元软件ABAQUS,建立了含预填块帽型单筋板实体模型,完成了对筋条和蒙皮复合材料铺层及粘聚区界面的模拟。同时,本文根据Hashin准则和Tsai-Wu准则编写了UMAT子程序,完成了对模型的有限元仿真计算,并比较了两种准则的优劣。结果表明:有限元结果中模型的承载能力、损伤机制和失效位置和试验结果吻合,载荷-位移曲线大致一致。达到极限载荷时,共固化成型的含预填块复合材料帽型单筋板在筋条的短切纤维块与泡沫交界处发生“压断”破坏,导致结构承载能力下降,试验和仿真均未出现筋条与蒙皮脱粘现象。并且,增加筋条铺层层数和短切纤维块长度可有效提高结构承载能力。
    3  基于Voronoi序列采样的加筋壁板优化设计
    于宝石,王志祥,王婕,李海阳,张大鹏
    2022, 54(1):121-131. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.014
    [摘要](475) [HTML](1150) [PDF 3.63 M](2276)
    摘要:
    为提高加筋壁板结构轻质优化效率,提出一种基于Voronoi序列采样的加筋壁板优化设计方法。建立了该结构的参数化模型,分析了加筋壁板蒙皮与桁条腹板的网格规模对结构承载能力及失稳模式的影响规律,并依据桁条腹板高厚比进行了网格划分,进而平衡后屈曲分析精度与效率;然后,提出了基于探索策略和开发策略的序列近似优化方法,其中Voronoi加点侧重全空间探索,近似最优解侧重局部开发,通过动态加点迭代至收敛,实现综合探索和开发性能的并行采样,提高了算法的收敛精度和计算效率;最后,应用该算法进行加筋壁板轻量化设计,并与传统序列近似优化方法进行对比。结果表明,本文方法利用更少的初始样本点,通过更少的迭代次数达到更高的优化精度,并获得了相对初始设计减重32.6%的优化结构。
    4  复合材料层合板凹坑损伤目视检测影响因素分析
    童瑶,戴升鑫
    2022, 54(1):132-139. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.015
    [摘要](534) [HTML](1078) [PDF 2.43 M](3055)
    摘要:
    飞机复合材料结构设计中必须确定凹坑损伤的目视检测门槛值及其影响因素。采用3种直径的冲头,通过准静态方法对平板表面引入随机分布的凹坑损伤。考察板的角度、颜色以及检测人员水平3种因素对详细目视检测结果的影响。基于累积对数正态分布模型分析对比了不同因素条件下的检出概率。结果表明,蓝色板的凹坑损伤更容易被检出;接近垂直检测角度的板的凹坑损伤更容易被检出;具有维修或目视检测相关经验的专业人员的检出概率高。
    5  跨声速风洞中使用短轴探管测量试验段核心流马赫数影响研究
    邓海均,熊波,罗新福,洪少尊,李强,王伟仲,刘俊
    2022, 54(2):225-232. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.006
    [摘要](631) [HTML](1330) [PDF 3.24 M](2235)
    摘要:
    在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管,用于测量试验段核心流马赫数的分布特性。为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性,通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响。分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究,并与长轴探管的试验结果进行了对比。试验结果表明,当Ma≤0.95时,两种试验段中短轴探管马赫数测值曲线与参照值曲线基本一致,差异较小;当Ma≥1.0时,孔壁试验段测值结果与参照值差异明显小于槽壁试验段结果,跨声速孔壁试验段消除头波干扰能力较槽壁试验段更强。
    6  无筒空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学
    韩艳铧,尹文博,张勇
    2022, 54(2):311-320. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.018
    [摘要](549) [HTML](399) [PDF 1.24 M](2030)
    摘要:
    研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度,将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件,基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况,给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理,仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段,直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足,火箭出舱将发生危险,仿真失去意义,故中止,需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数,以及设置空射初始条件提供参考。
    7  竖直矩形通道内超临界正癸烷振荡特性的大涡模拟
    李勇,孙丰,谢公南,曹桢,傅佳宏
    2022, 54(2):281-289. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.014
    [摘要](552) [HTML](328) [PDF 2.94 M](2220)
    摘要:
    基于超临界碳氢燃料的主动再生冷却被认为是超燃冲压发动机最具前景的热管理方法之一。本研究利用大涡模拟数值方法探究矩形通道内超临界碳氢燃料初始流动传热的瞬态变化规律的,证实了超临界振荡效应的存在,即温度和速度分布波动性较强。通过监测10-4 s时间尺度下的速度变化规律,发现振荡有着近似三角函数式的频率和振幅。冷却通道被加热初期时,近加热壁面处热流体在浮升力作用下流向低温区域;随着流体温度逐渐接近其拟临界值,其物性参数发生剧烈变化,摩擦因数和流体动能呈现振荡性,在远离加热壁面的位置诱导出了强化涡;随着时间推移,强化涡开始向加热壁面移动,伴随着低温流体冲击热壁面,使其热输运得到强化。
    8  硬质合金与结构钢钎焊结构低温力学性能试验
    高泽,刘博,郑立彦,王国欣,莫桂冬,孙启臣
    2022, 54(3):404-410. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.006
    [摘要](664) [HTML](487) [PDF 1.47 M](6093)
    摘要:
    针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求,设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能:真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa,低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响,真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%,表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa,剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响,该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。
    9  机翼-机身柔顺对接装配及接触力分析方法
    罗群,王青,刘之珩,刘博峰,张强
    2022, 54(3):439-449. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.010
    [摘要](568) [HTML](566) [PDF 3.31 M](4806)
    摘要:
    在机翼机身数字化对接装配中,由于制造误差、定位误差等因素,装配件在对接前不可避免地存在一定偏差,对接过程中连接结构可能出现磕碰、磨损和变形等现象。为了避免翼身对接装配中遇到上述情况,本文设计了一种五自由度柔顺对接机构,使部件对接过程中遇到干涉时能够柔性适应,根据目标部件的导向顺利完成装配。在此基础上,本文以叉耳式连接结构为研究对象,通过对翼身柔顺对接过程中连接结构的接触力情况进行分析,建立了翼身柔顺对接过程中叉耳式连接结构的接触力预测模型。
    10  圆锥激波与平板边界层干扰的数值模拟研究
    杨柳青,李沁,尤延铖
    2022, 54(4):599-610. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.007
    [摘要](1534) [HTML](238) [PDF 5.25 M](2422)
    摘要:
    为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响,使用两方程Menter-SST模型,针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响,总结了参数变化引起的流动分离变化规律;此外,还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形,并将三维结果与二维情形进行对比,对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。
    11  大空隙透水铺装基层碎石抗压碎性能的试验和计算
    徐钰鹏,刘建石,何会新,王强,夏邵君,兰小磊,耿飞
    2022, 54(4):729-736. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.020
    [摘要](513) [HTML](255) [PDF 1.27 M](2057)
    摘要:
    为满足高渗透性透水铺装基层的应用需求,设计了3种大空隙率的碎石与砂石基层连续级配以及3种不同单粒级级配,试验测试了不同级配集料的压碎值,分析了相应的影响机理和压碎前后的粒径含量变化。试验结果表明:饱水后压碎值的升高幅度与细集料含量成正相关;混掺7.1%的砂可提高碎石的抗压碎能力;大粒径碎石对压碎值的减小效果随粒径的增大而降低。提出了压碎值的临界粒径理论及其推论,发现将9.5 mm以上粒径含量控制在59.6%以上,最大粒径控制在19~26.5 mm,可有效改善大空隙碎石的压碎值;提出了压碎值的分界粒径假设、等价粒径含量折减转化概念以及系列压碎值计算模型,57个算例的平均误差小于2.4%,该模型可进一步用于具有无单一粒径特征的连续级配、间断级配和单粒级级配且最小粒径不小于2.36 mm的不同材料大空隙碎石的压碎值估算,显著提高了透水铺装道路基层大空隙碎石级配的设计效率。
    12  多胞局域共振型超材料的减振实验研究
    吴昆,高玉强,王立峰,金栋平,胡海岩
    2022, 54(5):908-914. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.015
    [摘要](379) [HTML](317) [PDF 2.13 M](3816)
    摘要:
    弹性波/声波超材料具有许多超常力学性质,为航空、航天和船舶等领域的装备减振降噪提供了新途径。本文介绍多胞局域共振型超材料的减振实验研究。该研究基于局域共振元胞的频散分析、波动传递率分析和周期结构的振动响应计算,讨论了超材料在带隙频率区内外的波动传播。设计制造了具有低频带隙的轻质周期性局域共振超材料构型,并用于空间桁架结构的振动抑制实验。实验结果表明,在15~45 Hz的带隙频率区间,多胞超材料减振装置可使振动传递率降低30 dB以上,展现出良好的减振效果。
    13  半柔壁喷管型面设计与校准方法研究
    崔晓春,张刃,李庆利,赵林成,李兴龙
    2022, 54(5):915-926. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.016
    [摘要](401) [HTML](271) [PDF 3.24 M](2992)
    摘要:
    半柔壁喷管是跨超声速风洞柔壁喷管的一种类型,由喉道块、可变型面的柔板及出口端板等部分构成。半柔壁喷管具有长度短、支撑机构数量少、建设成本低、系统可靠性高、运行维护成本低等优点。鉴于半柔壁喷管的各项优点,航空工业气动院的0.6 m连续式跨声速风洞和2.4 m连续式跨声速风洞均采用半柔壁喷管。本文以0.6 m风洞的半柔壁喷管为例,详细介绍航空工业气动院的半柔壁喷管型面设计方法,主要内容包括曲率连续的喷管无黏型面设计方法、曲率连续的附面层位移厚度计算方法、喷管型面的迭代设计方法、半柔壁喷管设计方法和喉道块上游型线设计方法。本文提出了一种根据计算流体动力学(Computational fluid dynamics, CFD)和流场校测结果调节附面层位移厚度的喷管型面校准方法,有效地提高了喷管型面出口马赫数的精准度。半柔壁喷管流场校测结果表明,半柔壁喷管菱形区的马赫数偏差小,流场均匀性良好,达到国军标先进水平。
    14  基于三维弯曲激波的宽域变马赫数乘波体设计分析
    尤延铖,郑晓刚,丁晓婷,汤祎麒,朱呈祥
    2022, 54(5):937-948. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.018
    [摘要](348) [HTML](210) [PDF 4.42 M](2887)
    摘要:
    为改善常规乘波体布局的宽域气动性能,提出了一种基于复杂三维弯曲激波面的宽域变马赫数乘波体设计方法,其本质是将局部偏转吻切方法与“并联变马赫数”概念相结合,各流面内的设计马赫数不再保持不变,而可根据需求进行调整,以此提高乘波体的宽速域性能。该方法采用Bezier曲面直接指定所需三维激波形状,使得激波形状的选取更为灵活。结果表明,基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体拥有更为均衡的气动与几何特性,更适于宽域飞行,且各流面内设计马赫数的离散单调性对此类乘波体性能有较大影响。相同条件下,马赫数7至12范围内设计的基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体相较于吻切锥变马赫数乘波体具有更大的容积与更高的升阻比,但容积率有所下降。
    15  格子玻尔兹曼和气体动理学通量算法及其应用进展
    舒昌,杨鲤铭,王岩,吴杰
    2022, 54(5):801-816. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.006
    [摘要](470) [HTML](438) [PDF 3.42 M](4011)
    摘要:
    采用守恒律方程求解流体流动问题时,单元界面通量的计算尤为关键,该过程也被称为通量重构。由于离散控制方程的物理量定义在解点上,如何利用解点上的值来计算单元界面的通量,是计算流体力学最为关心的问题之一。针对该问题的研究已发展了各式各样的计算格式,例如完全基于数学重构的差分近似、基于部分物理重构的黎曼通量求解器以及近年发展起来的基于完全物理重构的气体动理学格式、格子Boltzmann通量算法和气体动理学通量算法。本文首先对几种典型的通量重构算法进展进行回顾和分析;然后着重介绍格子玻尔兹曼通量算法和气体动理学通量算法的研究进展及其相关应用;最后就该类算法存在的挑战和可能的研究方向进行展望。
    16  高超声速飞行器地面颤振评估技术研究
    王彬文,宋巧治,陈浩宇
    2022, 54(5):899-907. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.014
    [摘要](482) [HTML](325) [PDF 2.58 M](2894)
    摘要:
    针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题,本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析,在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响,建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法,确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分(Proportional integral derivative,PID)控制的多点协调控制系统,实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统,按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试,试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。
    17  翼型动态失速气动力二次峰值数值模拟研究
    井思梦,赵国庆,招启军
    2022, 54(2):191-202. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.002
    [摘要](809) [HTML](1791) [PDF 9.63 M](3669)
    摘要:
    为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。
    18  空间滚珠直线导轨阻力测试设备研制与试验研究
    李德伦,杨旭,张英,张运,王兆阳,邵英奇
    2022, 54(1):34-40. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.01.004
    [摘要](663) [HTML](1086) [PDF 1.43 M](2902)
    摘要:
    随着深空探测、在轨服务等空间技术的发展,直线传动机构在空间技术中的应用变得越来越广泛。滚珠直线导轨作为常用的直线传动机构,通常与滚珠丝杠等其他直线传动机构联合使用,用于承受直线传动过程中附加的力和力矩,从而达到简化滚珠丝杠受力情况、提高滚珠丝杠的运行平稳性和寿命的目的。直线导轨的阻力是反映其运行状态、进行在轨故障判断的重要参数。本文设计了一套直线导轨阻力测试设备,进行了直线导轨运行阻力测试,根据运行阻力与方向无关的原则,设计了合理的数据补偿方式,排除了测试过程中重力因素的影响,找到了阻力和力矩载荷的关系,对于研究滚珠直线导轨在力矩载荷下的阻力性能具有一定的指导意义。
    19  空间平台发射拦截器动力学与最优脉冲拦截
    韩艳铧,王磊,张勇
    2022, 54(6):1065-1073. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.008
    [摘要](313) [HTML](177) [PDF 1.18 M](2829)
    摘要:
    研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学,以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系,保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后,拦截器从发射筒中射出,本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响,平台姿态偏转,拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲,使其进入拦截轨道,保证拦截的同时,将脉冲速度最小化以节省燃料,本文将其归结为一个非线性规划问题,采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下,可以视绕飞平均角速度为小参数,采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解,然后以此为迭代初值,寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。
    20  一种低耦合高精度六维力传感器设计及应用
    宋逸,段晋军,相立峰,李晨,姚举禄,戴振东
    2022, 54(3):473-480. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.014
    [摘要](726) [HTML](782) [PDF 3.70 M](6564)
    摘要:
    多维力传感技术是工业智能化发展重要支撑技术之一。本文研制了一种中等量程的轮辐构型的电阻应变式六维力传感器,其量程为:切向力±300 N、法向力±600 N、力矩±25 N·m。传感器外圈和中心台通过4组特设的应变梁连接。每组应变梁包括一对处于两侧的“L”形梁及一根居中的扁平梁,能够从结构上降低维间耦合。进一步通过贴片及组桥方案设计从理论上消除了各方向间的耦合。静态标定结果表明,该传感器的维间耦合小于1%、测量精度不低于1‰、过载系数超过300%、非线性度低于0.3%。瞬态冲击法动态测试表明,该传感器具有较好的动态性能。本文将该六维力传感器用于机械臂抛光打磨过程的力学测量和反馈控制,取得了优异的效果,证实了传感器的可用性和优越性。该传感器将促进中国六维力测试技术发展、助力现代工业智能化进程。
    21  面向空间引力波探测的非接触式卫星平台无拖曳控制技术
    祝竺,赵艳彬,尤超蓝,许域菲,徐毅,唐忠兴,谢进进,姚闯
    2022, 54(S):9-13. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.S.002
    [摘要](384) [HTML](219) [PDF 1.58 M](2542)
    摘要:
    空间引力波探测任务中,为保证作为惯性基准的检验质量不受扰动,航天器需采用高精度无拖曳控制技术,让卫星平台实时跟踪检验质量块。同时星间激光测距对航天器的指向也提出了较高要求。为满足空间引力波探测的需求,本文提出了一种基于非接触式卫星平台的无拖曳控制方法。该方法基于分舱式卫星平台设计,利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构替代传统无拖曳卫星中的微推进器来控制载荷舱,让载荷舱跟踪检验质量块,同时平台舱跟踪载荷舱,实现高精度的拖曳补偿和平台指向。仿真结果表明,非接触式卫星平台姿态指向精度为6×10-4 o,姿态指向稳定度为2×10-4 (°)/s,无拖曳补偿后检验质量上的残余扰动加速度水平约为10-15 m/(s2·Hz1/2)。
    22  混合并联TBCC动力的冲压流道跨声速流动及阻力特性
    李宪开,张志雨,何淼生,缪俊杰,柳军
    2022, 54(4):552-563. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.002
    [摘要](1584) [HTML](638) [PDF 5.96 M](3723)
    摘要:
    为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma=0.7~1.6,H=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明:跨声速状态下,冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%,气流接近于滞止状态,说明组合进气道存在强烈的节流效应,且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者;冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰,且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明,压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级,是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源;亚声速状态下,进气道阻力占比达到了60%~80%,是冲压流道的主要阻力部件,而Ma>1.0超声速状态下,进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小,尾喷管的阻力则快速增长,阻力贡献逐渐向尾喷管转移,两者趋于接近。
    23  运载火箭舱段螺栓力矩施加与管理技术
    梁莹,彭恩鸿,王琳璇,张波,张柳锋,徐爱杰
    2022, 54(S):68-73. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.S.011
    [摘要](242) [HTML](247) [PDF 1.99 M](1794)
    摘要:
    以运载火箭舱段为研究对象,开发了螺纹紧固件力矩施加监控系统,制定了螺栓点位及力矩程序编号规则。通过工艺试验获得了最优的拧紧策略和工艺参数,验证了该系统能够进行人机交互编程,实现力矩施加过程的自动化,实时获得力矩大小及点位数据信息。试验结果表明,采用该系统力矩合格率可达100%,为航天型号产品大尺寸产品稠密点位螺栓力矩的可靠管理提供可靠保证。
    24  平尾防冰表面溢流冰生成规律试验研究
    裴如男,朱东宇,束珺
    2022, 54(6):1074-1082. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.009
    [摘要](344) [HTML](227) [PDF 5.88 M](3218)
    摘要:
    以带电加热防除冰系统的平尾后掠翼型为研究对象,在风速 90 m/s、温度 -4~-9 ℃、液态水含量(Liquid water content, LWC)0.45~1.5 g/m3以及水滴直径(Median volumetric diameter, MVD)20.1~36 μm条件下,在0.6 m结冰风洞中开展溢流冰生成规律研究,包含溢流冰起始位置、覆盖范围和类型。试验结果表明,翼型表面溢流冰形成的起始位置受加热功率及来流温度影响较为明显,加热功率或来流温度低至一定数值时溢流冰类型从溪状冰变为冰脊,随着加热功率或来流温度的增加,溢流冰起始位置向后移动。溢流冰的溢流范围受LWC及加热功率影响较为明显,LWC越大,收集水量越多,溢流的范围随之越广;加热功率的影响类似,增大加热功率融化的溢流水增多,从而溢流范围越广。溢流冰生成的类型对MVD的变化比较敏感,当MVD从20.1 μm增加为3 μm时,溢流冰即从典型的溪状冰变为冰脊。
    25  离散速度方法及其在跨流域问题中的应用研究进展
    杨鲤铭,李志辉,舒昌
    2022, 54(4):537-551. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.001
    [摘要](1950) [HTML](404) [PDF 3.63 M](2460)
    摘要:
    往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流,采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来,以不依赖于连续性假设的Boltzmann模型方程为基础,通过在位置空间和速度空间同时离散求解该方程,实现了跨流域问题的统一求解。本文对该类算法的研究进展进行回顾和分析,着重介绍气体动理论统一算法(Gas kinetic unified algorithm, GKUA)、统一气体动理学格式(Unified gas kinetic scheme, UGKS)和改进离散速度方法(Improved discrete velocity method, IDVM)3种数值途径,分析它们的基本假设和实现方式,关注它们目前取得的进展和应用情况。同时,本文还将IDVM进一步扩展到非定常情形,以便用于非定常跨流域问题求解。最后,本文对该类算法存在的一些问题进行讨论,期望在后续的研究中能予以解决。
    您是第位访问者
    南京航空航天大学学报 ® 2024 版权所有
    技术支持:北京勤云科技发展有限公司