单路单喷口RP-3 航空煤油雾化特性试验研究

为了获取单路单喷口喷嘴的雾化特性及其影响因素，在综合试验台上进行供油压力为200～600 kPa的某喷嘴雾化特性 试验，得到RP-3航空煤油喷雾雾化锥角，使用相位多普勒粒子分析仪测得喷口处雾化粒度和油滴平均速度。结果表明：在不同油 压下的雾化锥角与韦伯数呈正比；在同一水平截面内，雾锥中心的油滴平均速度较大，且油滴平均速度也与韦伯数呈正比；索特尔 平均直径与韦伯数呈反比；喷口处索特尔平均直径最小；通过准则方程得到单路单喷口的RP-3航空煤油索特尔平均直径的关系 式为D32 = 58014d0 0.18416 v0.08768ΔP-0.45176；从关系式可见，压力对索特尔平均直径影响较大，压力的升高能迅速降低雾化粒度。     

钝锥动态转捩风洞试验

钝锥飞行器俯仰振动时，非对称边界层转捩区前后移动相对于俯仰角运动的滞后将产生显著的非定常气动效应，导致飞行器俯仰动稳定性降低，严重时甚至会导致运动失稳。将基于气浮轴承的动态试验技术与转捩红外测量技术相结合，建立了钝锥动态转捩风洞试验技术。该技术采用气浮轴承提供俯仰运动自由且阻尼极低的支撑环境，采用红外热像仪实时测量飞行器表面整体转捩状态。开展了9°钝锥标模动态转捩试验，研究模型绕俯仰轴转动时边界层转捩区前后移动的非定常气动作用与飞行器运动的耦合效应。测量试验观察到了动态转捩试验迎角振荡现象，并发现了转捩区前后移动相对于迎角振荡的滞后现象，获得了转捩滞后时间。     

位置约束下软式自主空中加油的抗干扰控制

针对加油机不稳定飞行和复杂风扰下的软式自主空中加油系统，提出一种位置约束下可控锥套的抗干扰控制方法。首先，建立考虑加油机不稳定飞行和复杂风扰的软管动力学模型和可控锥套动力学模型，并进一步将可控锥套动力学模型变换为方便控制器设计的形式。然后，在动态面控制框架下，利用新型坐标变换方法处理系统耦合非线性，结合约束函数和障碍Lyapunov函数解决初值过大的位置约束，以及设计干扰观测器估计未知的集总干扰。最后，理论分析和仿真实验表明了所提方法处理初值过大的位置约束的有效性，以及抗干扰能力的优越性。     

面向自主空中加油任务的目标检测技术研究

针对软式空中加油任务自主对接过程中的视觉需求，本文进行了基于深度学习的自主空中加油锥套目标检测技术研究。首先，构造了一组包含不同目标尺度、背景并经数据增广后的软式自主空中加油锥套图像数据集。其次，结合当前主流的智能检测算法，对比分析了不同单双阶段检测算法在加油锥套数据集中的检测效果。在Faster RCNN网络添加了自适应置信度筛选模块，降低了其错检概率。为满足工程化应用需求，对YOLOv5网络进行轻量化改造，在几乎不降低检测精度的情况下提高了YOLOv5的检测速度，并大大降低了模型复杂度与运算资源消耗。该研究验证工作为后续展开锥套跟踪及位姿解算等研究提供了良好基础，可以为相关算法在自主空中加油任务中的进一步工程化应用提供重要的先验信息和技术参考。     

民用飞机拖锥部件测压特性高速风洞试验研究

民用飞机试飞中拖锥部件一般拖出于机体后部一定距离来测量大气的静压,得到的数据用以对飞机的静压系统(总静压管、静压源)测得的静压数据进行校准。了解拖锥的测压特性对提高静压校准,乃至空速校准都有着重要的意义。目前对拖锥系统的校准方法主要为塔校,该方法覆盖的飞行马赫数一般在0.4以下。为了得到拖锥高马赫数下的测压特性,创新性地在跨声速风洞中对其进行了研究。研究使用了真机使用的拖锥作为主要试验件,全面分析并设计了专门的试验方案,利用跨声速风洞试验技术,在0.3至0.82马赫数范围内对拖锥管路进行了固定角度以及全自由拖锥风洞试验,得到了有规律的压力测量数据。研究内容补足了拖锥校准的马赫数覆盖范围,完善了拖锥校准体系。     

单腔离心喷嘴出口空心涡直径和平均液雾锥角的半理论预测

利用流体控制体法结合质点系动量矩守恒定理，分析了液体的黏性作用对离心喷嘴空心涡尺寸的影响机制，建立了相关理论模型，并给出了喷嘴出口空心涡直径和平均液雾锥角的半理论预测公式.同时，用多组不同工况条件下的实验测量数据对该预测公式进行了验证.结果表明:提出的预测公式计算离心喷嘴出口空心涡直径和平均液雾锥角是有效的，且具有较高的计算精度；空心涡直径的预测不确定度约为±13%，平均液雾锥角的预测不确定度在－20%~6%之间.      

出口分流装置对振荡射流流场的影响

为了探究连续-离散脉冲式振荡器内部的流动过程及分流楔对出口峰值速度和振荡频率的影响，二维非定常模拟了五种工况下的两种分流距离的连续-离散脉冲式振荡器以及连续扫掠式振荡器的内部流场。结果表明：该类构型振荡器出口速度普遍具有三峰值特性，且当分流距离增长时第一峰值速度(U_max,1,O)下降，第三峰值速度(U_max,3,O)上升，而第二峰值速度(U_max,2,O)受到的影响较小；当入口流量在一定范围内变化时，三峰值速度具有一定的大小关系：U_max,3,O>U_max,1,O>U_max,2,O，其中U_max,1,O在入口流量过大或过小时，有随之同向变化的趋势。连续-离散脉冲式振荡器振荡频率随分流距离增长呈先降低后升高的变化趋势，但连续扫掠式振荡器始终最高且与前者的差值随流量增大而增大。研究中还发现，当分流距离增长或入口流量减小后，将使该类构型振荡器出口速度具有更多波动。该研究结果可为优化连续-离散脉冲式振荡器设计以及相关流动控制方案...     

RBCC发动机火箭出口结构热防护研究

基于目前RBCC组合发动机开展了火箭出口位置结构热防护的研究，该发动机结构形式为火箭从冲压发动机燃烧室侧壁嵌入，火箭出口紧贴冲压发动机燃烧室壁面。火箭出口超高温、高热流、冲刷大的特点，导致该位置热环境非常严酷，为了探索火箭出口位置热防护结构，开展了三种结构热防护方案的试验研究。研究结果表明，石英/酚醛内壳和高温合金外壳复合结构热防护方案能够满足30s量级的地面试验，能够满足火箭出口恶劣环境的热防护要求。研究结果还表明，热防护材料至关重要，高温合金材料不适合应用于火箭出口热防护；高硅氧/酚醛材料虽然基本能满足试验的热防护需求，但其抗烧蚀性能略低，尤其当材料完全炭化后产生的强度降低、收缩、分层、热导系数增加等问题，在更长时间试验中会导致热防护失效，针对这些问题，本文提出了进一步研究建议。     

喷嘴损伤对环形回流燃烧室性能的影响

利用Fluent商用软件对模型环形回流燃烧室三维两相喷雾燃烧流场进行了数值模拟，研究了喷嘴损伤引起雾化效果变化对燃烧室性能的影响，采用可实现的k-ε模型模拟湍流黏性、离散相模型（DPM）通过添加UDF(user defined function)程序追踪燃油运动轨迹、正庚烷作替代燃料及层流小火焰模型.计算结果表明:采用的数值模拟方法可以预估实际燃烧室燃烧流场以及喷嘴损伤对其性能的影响，雾化性能变化导致燃烧室出口温度分布不均匀度升高，品质降低，并导致燃烧室燃烧效率降低；当燃油流量降低约19%时，燃烧室性能已不符合运行要求.      

航空发动机主燃烧室出口温度场可视化设计

为了满足航空发动机主燃烧室试验出口温度场可视化需求,基于主燃烧室出口温度场测试原理,通过温度数据网格化、温度数据-颜色映射、以云图形式显示出口温度场数据的方法进行温度场可视化设计,并在Visual Basic 6.0下基于Tee chart控件开发了出口温度场可视化软件。应用结果表明:在试验中,通过与现有测控软件出口温度场数据交互,可视化软件能够实时、真实、直观地显示主燃烧室出口温度场变化情况,有助于试验人员快速判断出口温度场品质,进而缩短试验时间,降低试验费用,有效提高试验效率。