高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求，实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求，研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar，N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性，发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明，在高达数MPa的进气压力下，Ar，N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据），点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar，但阳极喷口附近温度高于Ar，N₂等离子体射流火焰长，卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低，但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成，具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高，提高供气压力和电流，有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现，采用N₂等离子体喷注面中心点火，可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火，最高燃烧室室压接近5MPa时，点火器仍能稳定工作，多次使用电极烧蚀不明显，在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

带CDFS的核心机过渡态数值模拟方法研究

针对带核心驱动风扇级(CDFS)的核心机过渡态数值模拟获得的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果不一致的问题,进行了原因解析和模型改进。通过分析影响CDFS加、减速工作线的主要因素,发现引起该问题的原因,是外涵放气系统节流位置随核心机状态改变,容腔容积偏离了物理容积。在分析容腔效应原理的基础上,提出以虚拟容积代替物理容积计算CDFS工作线的方法,并对模型进行了改进。改进后的模拟结果表明:采用虚拟容积计算的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果一致,可满足带CDFS的核心机过渡态数值模拟要求。     

基于发动机非正常燃烧的湍流火焰-冲击波相互作用的实验研究

爆震、超级爆震等非正常燃烧现象是限制小型强化点燃式发动机热效率进一步提升的突出瓶颈。爆震或超级爆震发生时总会伴随着湍流火焰-冲击波的相互作用，因此对湍流火焰-冲击波的相互作用的研究是揭示其机理的关键。本文通过在可视化定容燃烧弹内安装孔板实现火焰过孔板加速并产生冲击波，并通过改变初始热力学条件和孔板的参数，来实现不同强度的湍流火焰和冲击波及其相互作用过程。基于该燃烧装置开展了火焰加速、冲击波的形成以及湍流火焰-冲击波相互作用导致不同燃烧模式的研究。根据燃烧室末端火焰传播和压力振荡情况，总结出5种燃烧模式，其中发生自燃的燃烧模式的压力振荡幅值均超过4.5MPa，是未发生自燃时的4~40倍。因此，湍流火焰-冲击波相互作用对燃烧压力振荡具有重要影响。     

一种柔性铰链对铰接板振动特性影响试验研究

针对用于连接小型航天器和太阳能帆板的一种弹簧刚度可调的柔性铰链，研究铰链刚度和铰链转动副的摩擦与铰接结构中阻尼对柔性铰接板系统振动响应的影响.首先，建立了压电柔性铰接柔性板试验平台，采用压电片传感器和激光位移传感器检测，压电片驱动器用于持续激励振动.然后，在柔性铰链扭转刚度不同的情况下，分别进行了外部激励和持续压电驱动器激励的柔性铰接板振动模态分析的实验研究.实验结果分析表明，柔性铰链的刚度和旋转副摩擦阻尼因素，会影响柔性铰接板系统的基频振动固有频率和阻尼比.实验研究结果为分析柔性铰接板的铰链影响特性提供参考.     

基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法

为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全三维粘性反问题进行进一步改型设计,使得在保证自身气动性能不降低的基础上,带一体化支板涡轮过渡流道能够与高、低压涡轮实现良好匹配。以某型发动机过渡流道为算例开展了一体化设计工作,并采用三维数值模拟方法进行了设计点、非设计点流场分析评估。结果表明,设计点工况下一体化支板出口气流角以及马赫数分布均与原型导叶出口一致,验证了一体化设计的有效性。同时,带一体化支板的过渡流道总压损失从原型流道的2.49%降低到了1.02%。而在非设计工况,带一体化支板的过渡流道气流分离明显减小,具有更宽的最佳工况范围。     

硅半球深腔结构无损检测技术

半球深腔的加工质量是决定硅基MEMS半球陀螺精度的关键因素之一，及时检测半球深腔的形貌参数并将其反馈至加工过程，是确保高性能MEMS半球陀螺研制成功的重要措施。由于硅半球深腔的深度较大，台阶仪和光学显微成像系统无法对半球深腔的形貌特征进行有效测量。因此,需要将硅深腔结构剖开后采用扫描电镜(SEM)进行检测。这种检测方式时间周期长，且属于破坏性的样本检测，效率和测试精度都较低。提出以硅半球深腔为模具，利用PDMS铸模将硅半球深腔的结构尺寸和表面形貌转移到PDMS凸起的半球模型上，通过检测PDMS半球模型的尺寸结构和表面形貌，即可反推出硅半球深腔的尺寸特征。经实验验证，脱模后的PDMS模型可以准确地反映出半球深腔的尺寸信息，测量结果的不确定度小于5‰，有效解决了硅半球深腔无损检测的难题。     

陶瓷基FGM材料线形变厚度圆板的热后屈曲

建立沿半径线形变厚度陶瓷基功能梯度材料(functionally graded material,FGM)圆板在热环境中后屈曲控制微分方程,采用打靶法研究陶瓷二氧化锆基变厚度圆板在温度场中的后屈曲行为,给出了均匀和非均匀升温场中变厚度圆板的热后屈曲平衡路径特性曲线,讨论陶瓷梯度指标和厚度变化系数对后屈曲行为的影响。数值结果表明:非均匀升温下FGM圆板的热临界载荷小于均匀升温下的临界载荷;径向厚度的变化并不会影响热临界载荷的值,但会影响到屈曲以后的平衡路径;中心挠度随变厚度系数的增加而增加。     

过渡型凹腔超声速燃烧流动振荡抑制方法

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口马赫数为3.0条件下存在的冷流自激振荡现象，提出了一种凹腔内增加肋条抑制振荡的方案。通过试验和数值计算，对该方案抑制振荡的效果进行了检验，并分析了肋条增加前后燃烧室流场结构和燃烧性能的差别。研究发现：通过在凹腔内增加肋条能够消除过渡型凹腔冷流工况下存在的175.8 Hz的自激振荡，燃烧流场也更加稳定；增加肋条后凹腔的稳焰能力有所降低，部分在凹腔未完全燃烧的煤油进入扩张段后继续发生反应，从而使燃烧区向下游延伸、增大，发动机的燃烧效率和净推力分别降低5.4%和8.9%，但推力更加平稳；燃烧室一维平均热流密度峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²，燃烧室的热环境大幅改善。     

一体化凹腔支板稳定器贫油熄火性能初步试验

在来流温度773~1 073 K、来流马赫数020~032及常压条件下,试验研究了来流温度及马赫数对一体化凹腔支板稳定器(ICBSF)贫油熄火(LBO)性能的影响。结果表明:由于凹腔结构有利于燃油的蒸发与雾化,一体化凹腔支板稳定器的贫油熄火油气比为0001 3~0002 7,具有较宽的贫油熄火边界;与传统钝体火焰器类似,一体化支板稳定器的贫熄油气比随着来流马赫数的增加而增大,随着来流温度的升高而减小。此外,当来流温度显著增高时,来流马赫数对一体化支板稳定器贫油熄火油气比的影响变弱;同样,当来流马赫数显著增高时,来流温度的影响也变弱。     

基于等效理论的蜂窝夹层板强度等效分析

通过采用三明治夹芯板等效方法计算,得到了等效物理参数,建立了三明治夹芯蜂窝板的有限元模型,完成了蜂窝夹层板模型的静力分析和随机振动分析,并对试验样机进行了静力与随机振动分析和试验验证。结果表明:基于三明治夹芯板等效理论建立的有限元模型能够准确反映蜂窝夹层板的静强度特性和结构动特性,静力应变值结果误差小于4%,振动固有频率结果误差小于5%,偏差较小,表明所建模型合理、准确。