低速排气非对称二元喷管红外辐射特性实验研究

为了研究非对称二元喷管(Unsymmetrical two-dimensional nozzle, UTDN)的红外辐射特性,首先以宽高比为8的常规二元喷管(AR8)为基础,设计加工了UTDN,然后在涡扇发动机热喷流实验台上测量了UTDN轴线上的温度分布以及在后半球典型探测面内0,10,30,60和90°方向上的红外光谱辐射强度,积分得到辐射强度的空间分布,并在相同的实验条件下,与AR8进行了比较.结果表明: UTDN的掺混能力与AR8相当;在10和30°方向上,UTDN在侧后方测量面内的红外辐射最强;而在60和90°方向上,则是后上方测量面内的红外辐射最强;UTDN通过延长面的遮挡作用,在二元喷管的基础上进一步降低了下方测量面内的红外辐射,最大处降幅达到83.8%.     

双S弯二元排气系统遮挡偏距比对壁温与红外辐射影响的试验研究

为了探究不同遮挡偏距比双S弯排气系统的红外特性,试验研究了遮挡偏距比为55%和100%的双S弯二元排气系统的壁面温度分布和红外辐射特性,并与相应的基准轴对称排气系统进行了对比分析。结果表明：S弯喷管壁温整体要比基准轴对称喷管高约25%,第一S弯下游的上壁面附近存在局部高温区,提高S弯喷管遮挡偏距比后,温度梯度加剧,热应力集中。与基准轴对称排气系统相比,55%和100%遮挡偏距比双S弯二元排气系统均具有突出的红外抑制效果,正尾向（α=0°）红外辐射强度分别降低77.7%和79.3%。从温度和红外辐射强度综合评价,遮挡偏距比并非全遮挡最好,遮挡偏距比从55%提高到100%后,仅能有效抑制上方探测面α=5°和10°的红外辐射,而基本不会改变尾向其他探测方向的红外辐射,在工程设计时应权衡优化损失。     

矢量喷管静推力特性风洞实验研究

给出了轴对称收扩喷管和实施矢量偏转后的收扩喷管模型在FL 8风洞中的动力模拟静特性实验结果。对于轴对称喷管模型主要进行了喷管的推力特性测量,对于实施矢量偏转后的喷管模型除了给出了喷管推力特性外,还给出了喷管的偏转效率。实验结果表明:在FL 8风洞中进行单喷管的推力静特性测量实验结果可靠,与理论规律相一致。     

全尺寸红外抑制二元喷管的成形

研究全尺寸红外抑制二元喷管的成形技术，并对试验件的成形工艺作了分析。经安装、试验证实，成形制造是十分成功的。作为红外隐身技术的重点课题之一，全尺寸二元喷管的设计和制造在国内还是第一次。与圆喷管相比，非轴对称的二元喷管结构复杂、加工制造的难度大。因此，研制符合设计要求的二元喷管就成了该项试验研究中的关键技术。     

发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究

对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟,得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。当射流喷出后,由于压力高于背压,气流发生膨胀,射流边界向内收缩,同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现;压缩波扩展并增强为激波,随下游距离增加,膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。一旦射流发展至下游26倍助推级发动机排气喷管直径处,三股射流将合并成为一股射流而继续发展。三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致,但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。     

非轴对称波瓣喷管引射器的特性实验研究

波瓣喷管引射器具有高效的引射掺混特性。非轴对称波瓣喷管引射器的引射特性与轴对称波瓣喷管引射器有所不同。本文对六波瓣的非轴对称喷管引射器进行了一系列的实验，研究了该引射器的引射流量比与主流温度的关系，混合管动量修正系数及其工作特性曲线。最后通过分析得出了与实验数据基本符合的理论工作特性关系式     

弹道靶红外辐射测量

为深入认识再入物理现象 ,在弹道靶上做了模型头部和近尾流红外辐射测量。发射器为 1 4.5mm口径的二级轻气炮 ,模型为1 0mm的球 ,材料为聚碳酸酯和铝 ,模型发射速度 4～6km/s,使用红外InSb探测器测量波长 3～ 5 .4μm的红外辐射 ,靶室压力 5 .32kPa。实验中使用光电法测量模型速度 ,两站阴影照相进行模型姿态监测和速度核实。实验结果表明 :球模型的红外辐射强度强烈依赖于模型材料和模型飞行速度。对不同材料模型头部和尾流部辐射强度的定性比较说明由于低温材料烧蚀产物的存在 ,极大地增强了头部和近尾流区的辐射强度 ,而且延长了尾流辐射长度     

旋翼-机身动力分析的耦合技术

本文提出了铰接式直升机旋转平面内旋翼与机身耦合的一种动力分析方法,并以玻璃钢旋翼的Y-2小型直升机为例,作了理论与实验的综合分析,还特别指出了机身旋翼轴端各向异性的动刚度对旋翼旋转平面内固有动力特性的影响。     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度.实验结果表明:采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合.实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证.     

脉冲爆震发动机喷管实验研究

在直管脉冲爆震发动机上安装不同类型的喷管,利用推力传感器测量了不同频率下发动机的瞬态推力和平均推力.结果表明:台架对瞬态推力的测量结果具有明显影响,推力峰值明显落后于推力壁压力峰值,而且随频率的变化推力峰值的大小发生明显的变化;发动机平均推力随频率的增加呈非线性递增,与没有喷管的发动机平均推力相比,收敛引射组合喷管增推比最高,其次是收敛喷管,扩张喷管在较低的工作频率下能够增推,但是在较高的频率下扩张喷管会产生较明显的负推力.收敛喷管在高频工作时增推比有所下降.引射喷管位于发动机出口截面下游-0.3~1倍发动机出口直径的范围内具有较高的增推效果.     

轴对称矢量喷管作动系统矢量偏转受载特性研究

针对轴对称矢量喷管实际工作时A9作动筒负载未知问题,提出了结合轴对称矢量喷管空间运动学模型和矢量偏转CFD模型的耦合建模方法。首先根据CFD计算求解喷管扩张调节片受载情况,然后由运动学模型确定偏转过程各调节机构空间位姿,最后结合受力分析、力矩分析建立矢量喷管A9作动系统受载分析力学模型,解得A9作动筒受载情况。仿真结果表明:随着发动机工作状态的增加,完成相同的矢量偏转角度,A9作动筒输出力不断增大;A9作动筒输出力随矢量偏转角增大而增大,随矢量方位角变化呈现正弦周期性变化。该方法可为矢量喷管作动系统地面加载试验提供载荷谱,具有重要的工程应用价值。     

前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度,形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例,对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算,其结果与实验值相吻合。     

复合材料结构机械连接设计分析与试验研究

以某型机复合材料机身与主减后接头局部连接结构为研究对象,针对结构承面外载荷较大的特殊受载形式进行复合材料-金属接头机械连接技术研究。通过有限元仿真分析,确定了复合材料-金属接头的连接形式,并对复合材料机身结构连接区的局部铺层进行了优化,随后开展复合材料-金属接头连接结构的力学试验。结果表明,在给定载荷下,复合材料-金属接头机械连接结构具有足够的强度和刚度,满足设计要求。     

低雷达散射截面机身的气动特性研究

本文通过对三个具有低雷达散射截面(RCS)隐身特性的“板块”多边形截面机身模型及通常的圆截面机身模型进行的低速气动特性的研究,包括迎角直到50°的低速风洞测力试验、水洞流谱试验及初步的工程估算结果与实验结果的比较,发现多边形截面机身不但具有良好的隐身特性,而且其气动特性也并不比圆截面机身差,其升力特性及最大升阻比大大优于圆截面机身;同时,在大迎角零侧滑条件下,能产生稳定的侧力,其值大于圆截面机身的侧力,发生迎角小于圆截面机身的发生迎角。多边形截面机身的气动力计算方法目前尚不成熟。本文建议在小展弦比机翼的计算方法基础上,按相应截面的外形特征给出修正方法,其计算结果接近实验结果。     

空天飞机喷管的气动设计

本文首先阐述了喷管气动设计在整个空天飞机气动设计中的重要地位,介绍了两种用于空天飞机的二维不对称喷管的无粘流气动设计方法。一种是基于 Rao 的最大推力喷管设计方法;另一种是基于最小长度喷管的设计方法。重点介绍了 NASA Langley 研究中心固定几何形状的超燃冲压发动机喷管的气动设计。分析了发动机位置、上壁倾角、外罩内侧倾角和外罩长度对飞行器性能的影响。最后,介绍了空天飞机喷管流动的风洞实验和计算流体力学的进展,并提出了尚待进一步研究的问题。     

热喷流红外辐射特性的测试实验研究

以模型实验方法对热喷流的红外辐射特性进行了测试实验研究．着重介绍了以通用红外仪器组成的红外探测系统，对热喷流的红外辐射进行实验的测试方法和实测结果。得出了热喷流的红外辐射能的空间分布，热喷流的红外辐射光谱，热喷流辐射能按波段分布比例以及二元喷管与圆喷管的热喷流辐射特征比较等一系列测试结果。测试实验结果表明，测试系统和测试方法是有效的，由实测数据进行综合分析，得出了有意义的结果，并与理论分析相吻合。本文为热喷流的红外辐射特性测试，提供了一种可供借鉴的探测系统和测试技术。     

基于拓扑优化技术的飞机普通框设计方法研究

为了能够合理地降低飞机结构重量系数,针对飞机结构件,以普通框为研究对象,通过对“敏度阈值”的改进,提出“敏度变阈值”概念,并与“约束补偿”策略结合而形成拓扑优化算法,用于普通框的材料布局设计。以一轻型飞机的后段某一普通框为例,拓扑优化结果表明：(1)等材料设计时,刚度提高百分之四十;(2）等刚度设计时,材料用量减少百分之三十。由此可以得出：(1)基于“敏度变阈值”的拓扑优化算法用于飞机普通框改进设计是可行的和有效的;(2)给出了一种具有可操作性的设计方法,用以实现框结构“等刚度”的设计思想;(3)所给出的方法易于飞机结构设计人员接受与掌握,并且具有工程实用价值。     

近轴对称内收缩流场中的激波干扰

针对高超声速三维内转式进气道中的复杂曲面激波干扰问题,提炼出不同来流迎角下的内收缩直锥流场,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,高效揭示小幅偏离轴对称状态时,内收缩直锥流场中的激波汇聚效应及干扰机理。结果表明:在轴对称情况下,即使内收缩直锥的前缘压缩角很小,由于汇聚效应,激波逐渐增强,在轴线上必然发生马赫反射并形成马赫盘,继而终止了激波的进一步汇聚增强;而在来流有迎角情况下,流场小幅度偏离轴对称后,表现出复杂的三维特征;沿流向迎风侧激波的汇聚增强比背风侧更快,在对称面上迎风侧和背风侧激波干扰的位置偏离轴线,并且可以发生规则反射;在对称面发生规则反射的情况下,激波反射后局部能够达到的压力比发生马赫反射的情况下马赫盘后的压力更高;随着内收缩直锥前缘压缩角的增大,对称面上发生规则反射时的临界迎角也呈现增大趋势。