含能热塑性聚氨酯推进剂的能量计算与分析

采用最小自由能法,在标准条件(pc/p0=70∶1)下,比较了用不同软硬段结构的含能热塑性聚氨酯弹性体(ET-PU)作粘合剂的复合推进剂的能量特性,从要获得较高能量水平的观点,排列出了几种ETPU选择的先后次序;计算了含ETPU的各类推进剂的能量特性参数,探讨了ETPU对硝酸酯增塑的复合推进剂和硝胺改性双基推进剂的能量特性的影响规律。结果表明,选用不同ETPU的复合推进剂配方相互间在能量特性上存在着差别,但这种差别并不十分显著,以GAP为软段、TDI为硬段的ETPU,更有利于配方获得较高的能量水平;硝酸酯增塑的ETPU推进剂的理论能量水平高于丁羟推进剂,随增塑比逐渐增大,推进剂的最大理论比冲随之增大,固含量逐步降低;少量ETPU的加入,对硝胺改性双基推进剂的能量特性影响不大,增加Al和RDX含量,更有利于提高含ETPU的硝胺改性双基推进剂的能量水平。     

基于面元法的栅格翼翼身组合体高超声速气动特性研究

栅格翼是由外部框架和内部栅格布置形成的空间多升力面系统,其在高超声速状态具有突出优点。文中结合高超声速流动特点,考虑头部激波及弹身上洗干扰,基于面元法建立栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算模型,根据研究对象特点自动划分面元,进而完成典型栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算,并与数值计算结果进行对比分析。结果表明,在研究范围内,栅格翼翼身组合体高超声速气动特性面元法计算结果与数值计算结果吻合较好,前者较后者相对误差绝对值随攻角增加而增大。     

一种基于双模态燃烧二元高超声速进气道研究

设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道.通过在进气道内设计一个隔板,将流道分为超声速通道和亚燃通道.采用数值模拟方法,研究了内压段肩部型面,隔板进口高度及水平位置,过渡段起始点及扩张角、下通道出口高度、隔板头部型面等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并给出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,内压段肩部型面、隔板进口高度及水平位置和过渡段起始点对总压恢复系数影响较大;而隔板进口高度及头部型面、过渡段扩张角和下通道出口高度对抗反压能力有较大影响.      

纳米隔热材料热辐射特性的理论计算

高温下纳米隔热材料内热辐射的影响将显著增强,其热辐射特性对热辐射传热有很大影响。为了认识高温纳米隔热材料的热辐射特性,采用Mie理论建立了掺杂纤维增韧剂和遮光剂的纳米隔热材料热辐射特性理论计算方法,编写了纳米隔热材料热辐射特性计算程序,对某纳米隔热材料的热辐射特性进行了理论研究,得到了光谱衰减系数、光谱散射反照率以及全光谱平均辐射特性参数及散射相函数。理论模拟结果表明:在3～9.5μm波长范围内,纳米隔热材料对热辐射具有强烈的衰减作用,对3～7μm的热辐射呈现强烈的散射特征,对7～9.5μm的热辐射,随波长增大散射特征逐渐减弱,对9.5μm的热辐射呈现较强的吸收特征。在300～1 300 K,该纳米隔热材料全光谱平均衰减系数>5×104 m-1,平均散射反照率>0.96,具有较强的前向散射特征,这些特征来源于遮光剂粒子,增韧剂影响很小。     

空气引射式燃烧室的无焰燃烧特性分析

进一步降低燃气轮机的污染物排放就必须采用新的燃烧技术.设计的空气引射式模型燃烧室内部具有新的燃烧组织方式.火焰筒头部用非旋流高速空气引射机匣内的预热空气进行助燃,机匣内的其余冷却空气经火焰筒壁面换热后由尾部稀释孔射出,实现出口的混合调温调质.用CFD数值方法研究了模型燃烧室的无焰燃烧特性.研究结果表明新型燃烧室的各项燃烧性能优良,NOx排放远低于常规燃烧室.对低污染燃烧室设计有工程应用价值.     

常规闭口风洞相阵列气动声学试验

传统气动声学研究观点认为,精确的声学测量要求风洞背景噪声和洞壁反射足够低,传声器测量结果有足够高的信噪比,这是大多数风洞无法达到的要求.近些年,基于声纳和雷达技术发展起来的麦克风相阵列技术可以通过增加阵列的传声器数目从而大幅提高声学测量的信噪比,具有噪声源研究和定位能力,并被成功地应用于非声学固壁风洞噪声源测量和噪声物理机制研究.作者基于相阵列波束生成频域算法研制出常规闭口风洞相阵列系统及相关技术,在FD-09风洞尝试进行了相阵列校准试验和某民机噪声测量试验.结果表明:相阵列技术能够准确捕捉到真实的校准声源,并从技术上验证了相阵列系统在常规闭口风洞测量气动噪声是有效的.     

旋翼跨音速非定常黏性绕流的高效CFD模拟方法

为提高旋翼跨音速黏性绕流CFD模拟的效率,建立了一套基于隐式LU-SGS算法和OpenMP并行策略的旋翼非定常流场高效数值求解方法。首先,基于二维剖面翼型的Poisson方程求解和网格插值、翻折方法生成绕桨叶的O-C-O型贴体正交网格,并采用高效的"扰动衍射"(Disturbance diffraction method,DDM)挖洞方法、并行化″Inverse map″(IM)的贡献单元搜索方法,构建了旋翼运动嵌套网格系统。在此基础上,以耦合S-A湍流模型的非定常RANS方程为主控方程,对流通量采用高精度的Roe-MUSCL格式进行离散,时间推进采用隐式LU-SGS双时间方法,同时采用OpenMP并行策略加速旋翼流场求解。最后,运用所建立的方法分别对悬停ONERA 7A旋翼、前飞Caradonna-Tung(C-T)旋翼无升力状态及SA349/2旋翼有升力状态的气动特性及涡尾迹特征进行了模拟,通过与试验值对比验证了文中方法在旋翼非定常流场CFD模拟中的有效性和高效性。     

分裂导线平均风荷载阻力系数干扰效应研究

分裂导线在不同风场条件下的阻力系数及干扰效应对导线风荷载的合理化设计十分重要。不同迎风角和雷诺数下分裂导线气动阻力系数特性及干扰屏蔽效应比较复杂。为了研究该干扰效应,设计长细比约为1∶30、长度约为1m 的导线节段模型试验,获得导线平均风荷载阻力系数随雷诺数、尾流干扰的变化规律;进行了不同风速和迎风方向下4、6和8分裂导线节段模型平均风荷载阻力系数试验,总结了多分裂导线阻力系数的屏蔽效应规律特性。试验结果表明,多分裂导线气动阻力系数干扰效应明显,且不同迎风方式对风荷载影响较大,风荷载明显低于现行规范规定值。分裂导线风荷载合理化设计和计算应该重视迎风角度和干扰效应的影响。     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

采用内部测温估计表面热流在高超声速风洞试验中的应用

表面热流预估方法利用试验件内部的温度来预估其表面热流。该方法的最大优点是测量温度的热电偶是内埋在试验件内部,不与外界的高温气流直接接触。该方法为高超声速飞行器飞行实验估计表面热流提供一种可行的途径。为了验证该方法在预测外界流场特性方面的能力,在航天空气动力技术研究院(CAAA)的 FD-03风洞中开展了一系列高超声速气动热风洞试验。试验中采用一块铝合金试验板,部分试验采用光滑平板,其余试验在试验平板的表面添加拌线以干扰外界流场。而后采用热流估计方法预估试验板的表面热流。预估结果表明,如由拌线产生的激波等外流场的强烈变化将在估计的热流结果中得到清晰的显示。