APU 转子爆破对防火墙影响的研究

APU是安装在民用飞机上的辅助动力装置,是飞机上重要的部件,因此必须考虑APU 转子爆破时小碎片对飞机安全的影响。通过有限元软件LS-DYNA,分别模拟了APU 转子爆破时小碎片对APU 防火墙以及3种不同厚度加强板的冲击计算。根据数值计算结果,选择合适的加强板方案,既能防止防火墙碰撞区被小碎片击穿,同时付出的重量代价又较小。通过对APU 防火墙增加加强板,确保APU 转子爆破时飞机的安全 性,满足AC20-128A 的设计要求。     

冲击距与气膜孔方位角对旋流气膜冷却性能影响

为了获得冲击距Hi与气膜孔方位角α对旋流气膜冷却性能的影响规律,以六边形供气腔圆形气膜孔平板气膜冷却结构为研究对象,对五种冲击距参数(0.74D,1.14D,1.54D,1.94D,2.34D)(D为气膜孔直径)和五种气膜孔方位角参数(0°,10°,15°,20°,25°)进行了三维数值计算研究,得到了绝热壁面气膜冷却效率、展向平均气膜冷却效率、流场空间无量纲浓度分布等随冲击距与气膜孔方位角的变化规律,分析了肾形涡对旋流气膜冷却性能的影响机理。结果表明:冲击距对绝热壁面气膜冷却效率展向分布规律影响不大,而方位角增加能够明显提高绝热壁面气膜冷却效率及展向气膜覆盖面积,方位角0°模型展向气膜冷却效率最大值为0.42,方位角25°模型的最大值为0.48,相比前者增加14.3%;绝热壁面同一流向位置的展向平均气膜冷却效率随冲击距的增加而增大,随方位角的增加而增大,Hi=2.34D时的展向平均气膜冷却效率最佳,α=20°时的展向平均气膜冷却效率曲线最佳。方位角的增加能够明显破坏流场中存在的肾形涡结构。     

气氧/煤油富燃燃气发生器燃烧试验研究

为了研究航天煤油的富燃燃烧特性,设计了一个气氧/煤油富燃燃气发生器,并进行了室压范围1~4MPa、混合比范围0.25~0.52的燃烧试验,获得了混合比和室压对特征速度、燃气温度及燃烧效率的影响规律。试验结果表明,采用火花塞点火方式可以实现该燃气发生器在高度富燃条件下的可靠点火;在本文研究范围内,试验测得的特征速度和燃气温度明显低于化学平衡理论预测值,燃烧效率介于63.9%~88.3%之间。混合比是特征速度、燃气温度及燃烧效率的最大影响因素,室压的影响远小于混合比。燃烧效率与实际燃气温度与理论燃气温度比值的平方根成正比。     

复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性影响研究

为了研究复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性的影响,建立了液氧煤油发动机尾焰冲击数值计算模型,并基于模型研究了喷管出口距离平板3m,5m两种工况下复燃对尾焰冲击特性的影响。结果表明:模型考虑了发动机内部燃烧对尾焰冲击特性的影响,计算得到了主射流区的激波结构;复燃增大了尾焰自由射流区和壁面射流区的高温区域,改变了自由射流区和滞止区的形状结构;平板壁面压力随着径向距离增大而逐渐减小,并且3m工况时在1.8m和2.5m处分别出现2.5倍环境压力和1.5倍环境压力的波动,5m工况时在2m处出现1.5~2倍环境压力的波动,在波动之后平板壁面上压力很快降为环境压力,复燃对5m工况的波动较3m工况影响大。     

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器（RV-W）的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统（TPS）进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比（8.7%）优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

风洞T型冲击三通管道流场特性数值模拟

在24 m跨声速风洞进气管路T型冲击三通连接处和隔板位置,每隔一定时间会出现裂纹,影响了风洞的安全稳定运行。为了解裂纹出现的原因,同时为改进设计提供依据,采用CFD(computational fluid dynamics)对风洞现有三通和优化方案进行了对比。控制方程为三维黏性不可压缩Navier-Stokes方程。结果表明：无隔板时,三通内的流动为最常见的类型,支管内存在3个分离区,在转向过程中形成第1分离区,即马蹄涡;随后是第2分离区,一对反向旋转的旋涡,即Dean涡,及三通顶部壁面形成第3分离区。流场沿y=0 mm和z=0 mm平面基本呈对称分布。有隔板时,流场的左右和上下结构均不对称;在隔板和外侧壁面间的角点形成范围较小的驻涡,在支管内形成不稳定的螺旋状分离涡,致使气流振荡,从而使得三通连接和隔板处管壁出现裂纹。根据上述流态设计了管路优化方案和整流装置,优化后能有效减小或消除分离;其中去掉隔板最简单易行,可以解决裂纹的问题。     

航空发动机适航审定喘振与失速影响因素

将气动热力基础理论与适航领域工程问题有机结合,对典型的喘振和失速影响因素开展了系统的研究,发展了一套多影响因素作用下航空发动机稳定裕度快速预估方法;在此基础上以JT9D发动机为研究对象,开展了喘振和失速主要影响因素的影响规律研究,结果显示对风扇部件稳定裕度影响权重最大的是进气畸变,对增压级和高压压气机影响权重最大的是寿命期内结构衰变。研究结果进一步明确了喘振和失速适航条款符合性验证活动的关键要素,完善了条款适航符合性验证流程,为进一步提升我国民用发动机适航审定能力提供了技术支撑。     

基于PIV技术的单圆孔脉冲射流流场特征

对稳态射流及脉冲射流冲击靶板时的流场特性结构进行了探索和分析。采用高频粒子图像测速技术,在射流管口到冲击靶板间距为6倍管径的条件下,对稳态射流进口雷诺数为6 000的稳态射流及脉冲频率为20 Hz的脉冲射流进行了实验测量,得到了射流核心区、壁面射流区及滞止区内的速度分布。研究发现:①由于射流剪切作用的影响,脉冲射流核心区的最大轴向脉动速度为稳态射流的3倍。②滞止区内,由于射流的剪切作用和壁面的滞止作用,导致了脉冲射流轴向速度梯度最大为稳态射流的2倍,同时,滞止区内的最大脉动速度是稳态射流脉动速度的3倍。③脉冲射流对壁面的卷吸以及旋涡的产生和传播过程,破坏了壁面射流区稳定的速度边界层。相比稳态射流,脉冲射流的流场增加了湍流相干结构的含能并产生周期性的大尺度卷吸涡。     

海洋环境下载人航天器电子设备防护技术

海南文昌发射场高温、高湿、高盐雾的气候条件以及由天津到海南长距离的海上运输给航天器电子设备的三防性能带来了挑战。文章首先对运输过程中高湿、盐雾和霉菌对航天器电子设备的影响进行了分析,然后对航天器电子设备的三防工艺及运输技术进行了研究,并提出了具有普遍适用性的三防措施,能够有效降低环境因素带来的不利影响。