野战环境下大型飞机超低空气动特性分析

针对野战环境下的大型飞机超低空飞行,采用CFD方法对地面存在前向或横向不对称障碍物时地面效应对气动参数的影响进行了数值分析,包括纵向稳定性和侧向摇晃等问题.研究结果表明,野战等非常规飞行条件下,地面不确定障碍物会造成大型飞机稳定性变差,严重时可能出现纵向点头和横侧向摇晃现象,容易导致触地危险.最后,从现代飞行控制理论角度提出了对常规布局大型飞机进行闭环控制的研究思路.     

高速电弧喷涂FeNiCrAl涂层制备工艺对涂层性能影响

FeNiCrAl涂层是一种用作轴类零部件的表面耐磨防护材料,为深入研究高速电弧喷涂工艺对FeNiCrAl涂层性能的影响机理,对不同喷涂参数下制备的涂层的组织结构、结合强度、物相组成和显微硬度等性能进行分析表征,探究“喷涂电流-涂层组织结构-结合强度”之间的关系。结果表明：喷涂电流对涂层的组织致密性及结合强度影响较大;喷涂电流200 A、电压34 V、喷涂距离160 mm的工艺参数下制备的FeNiCrAl涂层组织致密,孔隙率约8.76%,结合强度52.3 MPa,涂层硬度约626 HV0.1,约为基体硬度的1.6倍;影响机理与Fe-Al金属间化合物和Cr0.19 Fe0.1 Ni0.11固溶体在涂层内部均匀弥散分布有关。     

基于Gerber模型的DFR法与结构细节效应

在实际工程应用中,基于Goodman模型估算结构细节疲劳额定强度(DFR)的方法偏于保守,不够经济.本工作推导基于Gerber模型的DFR值D(应力比R=0.06)的计算公式,引入细节效应系数以考虑多细节对置信度系数和D估算结果的影响;与已有结果的比较发现:基于Gerber模型的D的估算方法能够较大程度地发挥材料的潜能,降低研发成本.利用构件细节额定值系数法,通过单个细节结构的D估算了含多个细节的结构的D.估算结果与试验结果的比较验证了基于Gerber模型的DFR法的准确性和适用性.     

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.     

软式空中加油受油机头波数值仿真分析

针对软式空中加油对接过程中受油机头波加剧软管锥套飘摆、降低对接成功率的问题,建立了受油机三维模型,利用Delaunay方法自下向上生成非结构网格.通过计算ONERA M6三维翼型表面压力分布和压力系数,验证了三维Navier-Stokes方程和SST k-ω湍流模型的有效性.在此基础上对不同飞行条件下受油机头波进行静态数值计算,分析了头波随马赫数和迎角的变化规律,并通过仿真解释了头波影响下软管锥套的飘摆原因,预测了对接时锥套的运动趋势.     

水下超声速射流对上浮水雷受力特性影响研究

固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。     

减压腔宽度对刷式密封泄漏特性和滞后效应的影响

对减压腔轴向宽度分别为0、04 mm和06 mm的基本型和两种低滞后刷式密封结构进行了静态和动态下压差升降和转子转速升降循环试验,并对其泄漏特性和滞后效应进行了研究。研究结果表明:压差大于02 MPa后,同一压差下的动态泄漏系数比静态降低约14%~20%;低滞后结构的密封性能优于基本型,其泄漏系数最高比基本型降低约20%;静态压差升降循环中,减压腔轴向宽度为06 mm的低滞后结构的滞后效应最强;动态的压差升降循环中,基本型结构的滞后效应最强。转子转速升降循环前后,w为06 mm结构泄漏系数减小约15%,滞后效应最强,减压腔轴向宽度为04 mm结构几乎不存在滞后效应;三种结构中,减压腔轴向宽度为04 mm的结构密封性能最优,滞后效应也最弱。     

液体火箭发动机诱导轮空化热力学效应研究

为了研究空化热力学效应,以模型诱导轮为研究对象,改变流量、水温等条件,对其内部空化流动进行了可视化实验研究,完整记录了从空化初生至性能断裂点各工况的空化区形态。结果表明:温度对诱导轮无空化水力性能没有显著影响,但是高温下诱导轮的空化性能断裂点被显著延后,体现了热力学效应的影响。对比不同温度下的空化区形态,发现热力学效应的强弱与流动工况密切相关,在小空化数下体现得更为显著。同时引入一种半经验的理论模型预测热效应对空化性能的影响,小流量(Φ=0.071)下预测结果与实验结果平均偏差为5.5%,大流量(Φ=0.088)下平均偏差为10.8%,验证了模型在本文应用条件下的可靠性。     

Experimental investigations of the spray structure and interactions between sectors of a double-swirl low-emission combustor

In this paper, the spray characteristics of a double-swirl low-emission combustor are analyzed by using Particle Imaging Velocimetry (PIV) and Planar Laser Induced Fluorescence (PLIF) technologies in an optical three-sector combustor test rig. Interactions between sectors and the influence of main stage swirl intensity on spray structure are explained. The results illustrate that the swirl intensity has great effect on the flow field and spray structure. The spray cone angle is bigger when the swirl number is 0.7, 0.9 than that when the swirl number is 0.5. The fuel distribution zone is larger and the distribution is more uniform when the swirl number is 0.5. The fuel concentration in the center area of the center plane of side sector (Plane 5) is larger than that of the center plane of middle sector (Plane 1). The spray cone angle in Plane 5 is larger than that in Plane 1. The width of spray cone becomes larger with the increase of Fuel–Air Ratio (FAR), whereas the spray cone angle under different fuel–air ratios are absolutely the same. The results of the mechanism of spray organization in this study can be used to support the design of new low-emission combustor.     

螺旋桨目标的雷达回波信号相位解缠技术

建立了螺旋桨的雷达回波信号模型。对模型回波信号的相位混叠效应进行了理论分析,讨论了回波相位混叠效应出现的原因,通过模型改进获得了螺旋桨的雷达回波相位的理论表达式。提出插值与可调门限相结合的算法和自适应数值积分算法两种相位解缠方法,分别用于桨叶数为偶数和奇数时的相位解缠。仿真结果表明:两种算法有较高的精度。