高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值，临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验，测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数，了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程，获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程，计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。     

基于碳氢燃料裂解工作的ATR发动机性能分析

提出了一种基于碳氢燃料裂解气体驱动涡轮工作的ATR发动机方案,并对特定裂解气成分的碳氢ATR发动机性能进行计算,获得了裂解气中烷/烯比对发动机性能的影响规律。结果表明,在同一飞行条件下,随着发动机转速上升,推力逐渐上升,比冲基本呈减小趋势;在同一转速下,碳氢燃料裂解气中烷/烯比越大,发动机比冲越高。在烷/烯比4、转速百分比70%条件下,发动机比冲最高达到约7 644 m/s;随着烷/烯比逐渐升高,裂解气比热容逐渐升高。     

航展策略:展示还是掩饰

航空航天是一个很特殊的行业,它比任何一个行业都需要展示,但也比任何一个行业都需要掩饰。展示,是因为这是最需要新技术补充,最需要国际合作的行业,只有展示才能促进发展,达成生意;掩饰,是因为它的发展能反映一个国家科学技术和工业发展的综合水平,恰当的掩饰才可以保护技术产权,维护国家秘密。展示与掩饰之间,正是航展的策略所在。     

一种非定比多轴系自适应阶比分析方法的研究

非定比旋转机械故障多为非平稳信号,无法使用常规的特征提取方法进行有效分析,需要阶比分析方法对其进行采样。在非定比传动系统中存在多种轴系,因此需要进行多轴阶比分析。本文利用Wigner-Ville分布对振动信号进行时频分析,较大程度改善振动信号瞬时频率估计的精度。对获得的时频分布进行峰值搜索,自适应的获取不同阶比分量的峰值。最后,利用最小二乘法对获得的频率分量进行多项式拟合,经重采样后再进行快速傅里叶变换最终实现阶比分析。该方法避免了传统频谱分析中出现的频率模糊现象,提高了分析精度,为非定比多轴系传动系统故障诊断提供了一种新的方法。     

基于均匀设计的钛合金化铣工艺研究与应用

化学铣切是一种能使表面形状复杂、加工精度要求高的零件达到加工要求的表面处理方法.简要介绍了钛合金化学铣切的工艺方法,阐述了化学铣切的反应机理,并在均匀设计试验的基础上讨论了化学铣切温度和溶液配方对钛合金产品化学铣切质量的影响.通过实验数据回归分析确定了最优的化学铣切工艺方案,分析表明验证结果与理论是相符的,可应用于实际生产.     

互感器接入式三相功率表校准方法研究

在校准指针式三相功率表时，由于一次侧和二次侧存在变比，往往三相功率的额定值由计算获得。单纯的认为在特定功率因数下，功率值为电流和电压乘积的方式，可能会带来较大的测量误差，甚至会对校准结果产生误判断。本文将详细介绍这种互感器方式接入的三相功率表的校准方法，并进行理论分析。     

谱单元法及其在多圆柱绕流分析中的应用

系统阐明谱单元方法,基于谱单元方法对低雷诺数Re=200时不同间距下的顺排两圆柱和Re=150正方形排列的四圆柱绕流及其阻力系数、升力系数等进行数值模拟。研究比较不同间距比L/D(两圆柱圆心距离与圆柱直径之比)对两圆柱和四圆柱绕流的影响,计算分析了涡量图分布、平均阻力系数和斯托罗哈数随间距比的变化。研究表明,间距比对顺排两圆柱和正方形四圆柱绕流影响显著;顺排两圆柱绕流存在临界间距比,在Re=200时临界间距比约为3.6。正方形排列四圆柱存在三种流态。当流场从一种流动形态变成另外一种流动形态时,力学参数发生显著变化,在某些间距比区间内出现骤升或骤降现象。     

Dihedral influence on lateral–directional dynamic stability on large aspect ratio tailless flying wing aircraft

The influence of dihedral layout on lateral–directional dynamic stability of the tailless flying wing aircraft is discussed in this paper. A tailless flying wing aircraft with a large aspect ratio is selected as the object of study, and the dihedral angle along the spanwise sections is divided into three segments. The influence of dihedral layouts is studied. Based on the stability derivatives calculated by the vortex lattice method code, the linearized small-disturbance equations of the lateral modes are used to determine the mode dynamic characteristics. By comparing 7056 configurations with different dihedral angle layouts, two groups of stability optimized dihedral layout concepts are created. Flight quality close to Level 2 requirements is achieved in these optimized concepts without any electric stability augmentation system.     

空化对燃油喷嘴雾化的影响

燃油喷嘴内的液体流动在一定条件下会形成空化,进而影响喷嘴的雾化效果。应用高速摄像仪对圆形喷嘴内的空化以及喷口外的雾化进行了实验研究。实验所用喷嘴直径包括0.5mm,1.0mm,1.5mm和2.0mm,其中直径为1.5mm的喷嘴的长径比从2变化到9,实验工质为纯净水。实验发现,喷嘴内空化的形成是动态的,空化长度出现高频低幅脉动。对于喷嘴的收缩类型研究发现,急收型相比渐收型更易形成空化,并有增强雾化的效果。长径比相同的喷嘴,直径越大,达到超空化的喷射压力越大,雾化锥角也越大;直径相同的喷嘴,随长径比的增加,达到超空化的空化数逐渐减小,但射流的喷雾锥角没有明显的变化趋势,均在10°到20°之间。对比破碎模式规律,除了0.5mm的喷嘴外,所有喷嘴达到超空化后均为雾化模式。     

RBCC引射火箭燃烧室设计及试验研究

为了满足RBCC推进系统需求,进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2MPa,氧燃比为1.6,火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验,对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证,均得到了较满意的结果。在此基础上研究了RBCC联试中火箭燃烧室的工作性能,试验结果表明:燃烧室的特征速度燃烧效率能达到88%~98%,且受到流量、氧燃比、动量通量比和喷注压降的影响较大,在适合的范围内选取大的动量通量比和喷注压降,能得到更好的雾化、掺混及燃烧性能;气氧/煤油的内直外旋喷嘴构型在煤油压降仅为设计点的11%时,仍能通过有效的气动作用,获得88%以上的特征速度燃烧效率;点火器的吹除气在占到火箭流量5%时,会造成燃烧室3%的性能损失,需要在试验中进行控制并在性能计算时予以考虑。在对火箭单试和联试的比较中发现,联试中由于其特征长度长燃烧更充分,火箭得到了近7%的特征速度燃烧效率增长。