目的：聚焦超声治疗妇科浅表组织疾病中存在聚焦换能器和定位探头同时放置的问题,在实际的治疗头设计中必须考虑放置B超探头对聚焦声场的影响,本文涉及一种开口柱面换能器聚焦超声声场的数值计算与仿真,通过计算得出声场的三维空间分布,同时研究柱面自聚焦换能器中不同开口形状、位置、面积大小对声场的影响,以指导开口换能器的实际设计。方法：本文通过建立三维直角坐标系,应用Rayleigh积分得出柱面换能器聚焦区域内每一点的声强表达式,运用C语言和matlab采用变步长辛卜生二重积分的方法对开口柱面聚焦超声换能器的声场进行了数值计算和仿真,得出声场的三维分布。结果：对开口的不同形状、大小、位置的声场分布仿真结果表明：不同开口形状都会使聚焦区域声压幅值下降,开口半径增大,声压表现为下降的趋势,Z轴向的声压在换能器的...

介绍了浙江大学Φ120高超声速风洞的设计性能参数、流场校测结果以及标模测力结果。Φ120高超声速风洞采用“前吹后吸”的暂冲式直连式布局,喷管出口直径为120 mm,设计运行马赫数为5.0、6.0和7.0,来流总压0.2~2.0 MPa,来流总温400~700 K,运行时间不小于10 s。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0喷管的均匀区直径超过90 mm,均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94,均方根偏差分别为0.018、0.015和0.023,均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016和0.031,上述关键参数全部达到GJB1179A-2012合格指标,部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。AGARD HB-2标模在Φ120高超声速风洞中的气动力测量结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002中的参考值吻合得较好。综上所述,Φ120高超声速风洞参数范围较宽,可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿...

为研究带舵机状态的全尺寸舵超声速颤振特性,设计了基于FD-12暂冲式亚跨超三声速风洞的舵面气动弹性试验平台,并采用亚临界颤振试验方法,开展全尺寸舵面安装在真实舵机舱状态下的实物颤振特性研究。试验中,马赫数Ma=1.5,采用固定马赫数连续变动压的风洞开车方式,应用3种亚临界颤振边界预测方法计算颤振边界。对加速度传感器测量得到的舵面振动响应数据进行颤振边界预测。结果表明采用Houbolt-Rainey、Peak-Hold、Zim-erman-Weissenburger方法预测得到的颤振动压分别为0.070、0.072、0.073 MPa,三者基本一致。

为实现导弹快速机动转弯或精确制导打击的目的,提出了采用直接力/气动力复合控制的技术方法。选取某典型布局导弹外形,针对直接力/气动力复合控制的耦合干扰问题,尤其是导弹机动过程中的直接力/气动力干扰问题,综合采用风洞测力试验和非定常数值计算及直接力/气动力操纵响应的风洞验证试验手段,研究了直接力喷流的静态干扰影响特性、俯仰拉起过程的喷流干扰动态效应以及直接力/气动力复合控制作用下的飞行响应特性。结果表明位于导弹后体的直接力喷流产生了有利的气动干扰,俯仰运动过程中的非定常流动对喷口上游分离区范围影响较大,出现气动迟滞特性,且随角速率增加而增强;俯仰大迎角下力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显,出现偏离静态的不利结果;直接力/气动力复合控制可以提高导弹的拉起速度,实现快速转弯和姿态的精确控...

经典的高效全局优化(efficient global optimization,EGO)算法搜寻得到的最优解,受代理模型精度及过早收敛等问题的制约,其精度仍存在进一步改善的空间。围绕最优解精度进一步改善的问题,研究了面向精确最优解的EGO算法。该算法基于Kriging代理模型,涉及的最优加点策略采用考虑Kriging信任的改善期望函数法,使得优化迭代后期更偏向于局部寻优。此外,文中还考虑了与成熟的拟牛顿法和Powell法等局部优化方法协同的算法,以提高最优解的搜寻精度。选用了若干典型的检验函数,对优化算法的具体实施过程进行了模拟与分析,发现改进后的优化算法能以相对较少的额外函数评估次数得到比经典的EGO算法更精确的全局最优解,从而验证了算法的有效性和准确性。最后,把发展的算法应用到具体的跨音速翼型优化问题,算例表明,改进后的EGO算法翼型阻力较原EGO算法减小了...

针对滑翔飞行器气动外形与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的有效设计优化方法。为了获得滑翔飞行器的气动特性参数,提出了一种气动外形参数化建模方法,并基于非结构三角形面元法和流线追踪技术实现了粘性气动系数的计算。为了获得给定气动外形方案下的最大航程,采用自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法进行了求解。为了提升气动外形与轨迹一体化设计优化的效率,提出了一种基于Kriging代理模型的多采样点高效全局优化算法,并进行了数值校验。计算结果表明该算法能够有效求解多约束条件下的滑翔飞行器气动外形与轨迹一体化设计优化问题,且相比于传统算法可显著降低耗时学科分析的计算次数。

为了在飞行器研制初期快速而精准地估算出飞行器气动特性,提出了一种融合物理规律的经验工程修正算法,利用少量计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)部件气动力系数数据对经验公式的重要参数进行修正拟合,达到提高工程算法计算精度的目的。首先,对数据适用性进行验证,验证了公式来源Missile Datcom计算数据和光弹身飞行器CFD数据的适用性;接着,针对法向力系数,从部件的角度进行剖析,利用少量CFD部件气动力系数数据修正拟合了飞行器部件的气动力系数经验公式,得到不同部件的气动力系数计算方程;最后,通过对比修正公式计算结果和CFD预测集,证明了算法的合理性。

基于Generalized-α算法，推导得出了基于co-rotational（共旋）有限元格式的三角形平板壳结构非线性动力学近似能量守恒算法，该算法在每个时间步长内使用动力学平衡方程预估-校正迭代方法来保证算法的稳定性。结合计算流体力学方法（CFD）和松耦合求解策略发展了薄壳结构非线性气动弹性求解方法。采用本文所述方法，针对Prandtl平板连接翼结构，对其在两种不同飞行条件下的瞬态响应进行了仿真。当攻角为正且动压较大时，连接翼的响应出现了三个振动平衡位置，并且达到静气动弹性平衡时其变形为弦向低头展向向下弯曲;当攻角为正且动压较小时，连接翼的振动响应只出现了一个平衡位置，且其静气动弹性变形构型为弦向低头展向向上弯曲。仿真结果表明，连接翼结构的气动弹性响应较一般单翼更为复杂，因此，在结构设计过程中需要采用高保...

MICA导弹是法国玛特拉公司研制的一款集中距拦截和近距格斗功能于一身的空空导弹。MICA采用正常式气动布局,沿弹体配置带矩形边条翼的长弹翼和L型尾舵,具有独特的气动特点。采用部件组合方法构建了不同气动布局,利用CFD技术从操纵性、稳定性、过载性能以及配平能力等方面对MICA导弹各气动布局进行了评估。通过对比,分析了MICA导弹各主要气动部件的作用和设计思路。研究表明:MICA导弹特有的头部小边条能够在降低配平舵偏的同时增强导弹的过载能力;L形舵面与补全的梯形舵面相比具有明显优势,L形舵面不仅能够提供相同的过载能力,而且能够降低配平舵偏角和铰链力矩。

为预估O形密封圈的密封性能,基于有限元方法和密封结构预估数学模型(O形密封圈压缩30%条件下)计算了O形密封圈漏率。发射筒各密封面的计算漏率与试验漏率相吻合,表明这种方法可用于发射筒密封结构设计。