长江50消声器对发动机性能的影响

本文通过长江50消声器的实验研究,对排气管内的压力波求导式提出了疑问;同时,通过实验得出了长江50消声器不仅对二冲程汽油机的功率、扭矩有影响,而且能降低发动机的耗油率的结论,提高了长江50消声器的设计质量。     

M7D正三轮摩托车消声器的设计

本文阐述了消声器的消声原理和M7D消声器设计中参数的选择、扩张腔的容积分配、消声器的安装位置及测试结果等。     

喷流噪声控制实验研究

本着重研究喷流噪声形成机理及工程计算方法。通过细致实验，研究了声动率与喷流速度的关系，验证和完善了Lighthill和Lilley等经验式。同时对喷流噪声指向性，谱特性进行了分析。最后对喷流噪声引射式消声器进行了较为深入的研究。     

高精度碳纤维复合材料反射面型面精度仿真分析

为全尺寸反射面的实际成型提供理论依据,本文通过建模仿真重点分析了外蒙皮装配偏差、自重及成型和使用温度差对反射面工作面型面精度（R. M. S）的影响。结果表明,当外蒙皮装配偏移量在0.5mm内时,其反射面工作面理论R. M. S值的变化量为0.47μm;在成型放置状态下,反射面11 kg自重其工作面理论R. M. S值变化量为0.55μm;反射面夹层结构的成型和使用温度差110℃,反射面工作面的理论R. M. S值变化量为17.79μm。     

多层烧结金属丝网在风洞中的应用

在跨超声速风洞中常采用在稳定段上游安装阻性消声器或谐振腔式消声器来降低暂冲式风洞主回路的主调压阀门、引射器或连续式风洞的压缩机等驱动风洞的动力源所产生的气流噪声强度,达到抑制这些噪声下传影响风洞试验段流场动态品质的效果。随着技术的不断更新特别是降噪技术的不断发展,采用多层烧结金属丝网作为一种新型的消声装置代替原有消声器成为可能。针对这种新技术是否能达到降低风洞气流噪声强度的目的,开展了试验研究方法,通过引导性试验证明,采用多层烧结金属丝网的消声效果优于常规的消声器,且出口气流品质得到较大改善,湍流度大幅度降低,可将这一技术运用到某超声速风洞中。通过性能测试,达到了预期目的,拓展了风洞的降噪技术。     

模型三组元喷嘴流量特性实验

三组元喷嘴内混式外喷嘴与内喷嘴组合形成的内混腔，气氢和煤油在此混合形成两相流，通过对大量模型喷嘴进行实验，详细研究了混合腔的结构参数对于喷射进行其内的气体和液体流量特性的影响规律，以及气体，流体流量特性之间的互相影响规律，实验结果表明：气体和液体流量特性互相影响强烈，多数结构参数对于气体和液体的喷入流量系数影响不明显。     

超燃燃烧室中燃烧反应区域变化情况试验

运用试验的方式在来流马赫数为2.5的条件下研究了气态燃料在直连式凹腔燃烧室内的燃烧过程，结合壁面压力测量以及OH-PLIF(OH-平面激光诱导荧光系统)方法分析了乙烯燃料在点火后1 ms内的燃烧反应区域发展过程和氢气燃料在稳焰时1 ms内的燃烧反应区域变化过程。结果表明凹腔后缘斜坡对于气态燃料的火焰传播起重要作用，初始燃烧区域在随来流到达后斜坡后会减速滞留，为附近的燃料提供适宜的点火环境。凹腔剪切层对气态燃料的稳焰燃烧起重要作用，剪切层内始终部分存在剧烈燃烧反应区域，这将为凹腔内部源源不断地提供点火能量，为维持凹腔内部燃料持续点火燃烧提供能源支撑。试验测得乙烯初始燃烧反应区域向凹腔上游的发展速度约为170 m/s。     

串接式扩张室消声器

我厂空气压缩机站进气消声器安装之前,那里的噪声污染比较严重,设计安装了两室串接式扩张室消声器后,1—100/8型空压机进气口噪声从102～105分贝(A)降至72.5分贝(A)。不但噪声降低到国家标准要求的85分贝(A)以下,而且周围厂房因进气噪声所引起的振动也消除了。     

超声速空腔流激振荡与声学特性研究

基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率.      

副反射面调整模型及工程实现方法

针对大型反射面天线重力变形导致天线性能恶化的问题,提出了用副反射面实时调整减小重力变形影响的方法,分析了副反射面位置平移和旋转对天线增益和指向的影响,并建立了副反射面姿态随天线仰角角度变化的数学模型。用数字摄影测量得到了一组35m天线在不同仰角时的主反射面变形数据,并进行最佳吻合,从而得到一组副反射面最佳位置坐标,再与测量的对应仰角的副反射面在重力作用下的自身位移数据叠加,可以得到一组最终副反射面调整数据。将其代入数学模型,用最小二乘法进行最佳拟合,求出数学模型系数,再将该模型用于副反射面实时调整系统,则可减小重力变形对天线性能的影响。仿真结果表明,采用该模型对副反射面位置实时调整后,35m天线在X和Ka频段的天线增益分别提高了约0.52dB和1.95dB。     

基于CAD模型的碳纤维复合材料天线反射面精度测量

针对天线反射面研制过程中的精度测量,提出一种基于CAD模型的自动测量技术和反射面数据处理技术的精度测量方法。在测点均匀布局规划和工件与模型对齐的基础上,自动获取反射面的完整测量数据,利用最优化算法使实测数据和理论模型达到最佳匹配,实现反射面面形精度的准确评价并获得变换矩阵。最终通过偏差矢量图表达天线反射面的面形偏差趋势,并利用获得的变换矩阵修正加工基准,有效保证了反射面的成型精度和加工精度,工程应用表明该方法较好地满足了反射面制造过程中的测量需求。     

飞机发动机噪声测试实验室研究

随着航空工业的迅速发展，飞机外部噪声问题日趋突出，而发动机噪声为飞机外部的主要噪声源。论述在半消声室内以球形声源和Y7声学试验平台为对象，模拟飞机发动机地面开车状态噪声源测试过程中机身表面对噪声源特性的影响，分析不同的反射面即对应不同的发动机位置，对噪声源声学特性的影响。选择三种不同的传声器安装方式和三种不同的测点布置轨迹，进行多种状态的测量，最后确定出了受反射面影响较小的传声器安装方式和测点布置轨迹，为开展飞机地面开车状态下发动机的声学特性试验测试技术研究打下一定的基础。     

支板构型超燃冲压燃烧室流场数值模拟

数值模拟了带凹腔的支板构型超燃冲压燃烧室内部的流场结构。在计算过程中，控制方程采用了含组分守恒方程，并与k-ω双方程湍流模型紧耦合的质量平均Navier—Stokes方程，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散。采用在流体力学时间步内的当地积分法克服了非平衡源项的刚性问题，保持了LU-SSOR隐式求解算法的高效率。通过数值模拟，对比研究了凹腔构型的位置、长深比(S／H)对燃料混合性能的影响。结果表明，长深比大的凹腔增加了燃料在腔内的停留时间，相应地改善了燃料的混合。位于燃料喷嘴之后的凹腔比位于下游的凹腔更有助于提高燃料的混合效率。     

民用飞机起落架缓冲器选型与对比分析研究

以民用飞机前起落架和主起落架为研究对象,首先运用Delphi和SQLServer开发了民用飞机缓冲器参数设计程序,计算了前起落架采用单腔定油孔型式和单腔变油孔型式、主起落架采用单腔定油孔型式和双腔定油孔型式的缓冲器的设计参数;然后基于ADAMS/Aircraft模块分别建立了前起落架和主起落架的虚拟样机,并进行落震仿真分析,仿真结果符合要求;最后通过仿真结果进行起落架缓冲器不同型式的对比分析。研究结果表明：单腔变油孔型式较单腔定油孔型式提高了缓冲器的缓冲效率、双腔定油孔型式较单腔定油孔型式在大的下沉速度下降低了缓冲器的过载。     

星载网状天线反射面面型精度测试与分析

星载网状天线反射面作为大口径天线的重要结构部件,其面型精度直接影响天线的电性能。针对主要由抛物肋板、充气环、张力系统、中心鼓结构构成的网状天线反射面,采用数字摄影测试技术建立了反射面面型精度测试方案,获得了抛物肋板上普通标志点的空间坐标以及与最优抛物面之间的偏差,并开展了反射面面型精度的分析。为了提高网状天线反射面面型精度,提出了分阶段地依据各普通标志点偏差方向和大小调节肋板上节点至地面垂直距离的反射面面型调整方法。在阶段1至4中经过调整之后反射面面型精度分别提高了75.0%、54.3%、36.6%和37.4%,表明该天线面型调整方法的有效性。阶段4中网面的安装大大降低了抛物肋板的面型精度,同时抛物肋板的偏差趋势与阶段2偏差相近,所以前期阶段肋板的调整尤为重要,而反射面抛物肋板上的偏差主要分布于副肋。     

凸起形状对轮缘封严结构燃气入侵的影响

为了研究轮缘封严附近凸起的形状对封严效率的影响，采用测量二氧化碳体积分数、腔内压力的实验方法，研究了几种典型的凸起形状对封严效率、腔内压力、腔内流场和无量纲最小封严流量的影响，目的是获得最佳的凸起形状。结果表明，凸起形状的变化对腔内的静压影响不大，封严环附近的静压变化几乎可以忽略不计。而总压和封严效率将随着凸起形状的变化而不同。安装凸起会整体提升腔内的旋流比。当凸起形状为六面体时，腔内的总压和封严效率最大，其无量纲最小封严流量相比于光滑盘平均减少了32%。     

极化滤波反射面隐身天线研究

介绍了一种极化滤波反射面天线,将天线工程中的周期结构反射面技术应用于解决飞行器天线的RCS问题,采用由金属丝栅网构成的周期结构作为天线主反射面,使其对正交极化的来波具有良好的透射性,从而降低了天线的RCS。给出了此天线辐射方向图和雷达散射截面(RCS)的实测结果,并与普通金属反射面天线的结果进行了比较。     

不同进口条件下向心流转静系盘腔流动特性研究

在典型中小型航空发动机空气系统中,用于高压涡轮冷却、封严的空气一般需要经过离心压气机叶轮背腔,因此掌握以离心压气机叶轮背腔为代表的向心入流转静系盘腔内流动特点及压力分布是保证空气系统各项功能实现的关键。采用数值模拟方法对带有向心入流的转静系盘腔流动开展研究,研究不同来流条件下不同间距比的转静系盘腔流动特点及盘腔内压力分布。结果表明:在间距比G=0.01~0.2内,不同进口条件下盘腔内的流动均为Batchelor流型,即转盘与静盘具有独立边界层,边界层之间为核心区;当径向罗斯比数远小于1时,在核心区内流动满足径向平衡方程,此时盘腔内旋转比分布决定了盘腔内压力分布;对于满足径向平衡方程的此类盘腔,盘腔内流动由进口旋转比β_0、紊流参数λ_T、间距比G决定;进一步的,得到了不同β_0,λ_T,G下盘腔出口旋转比及核心区内旋转比变化规律,分析发现小间距比工况下核心区内旋转比满足5/7幂指数关系;大间距比工况下旋转比满足修正5/7幂指数关系,通过得到的旋转比关联式可以计算出盘腔内的压力分布。     

不同反射面对噪声源传播特性的影响

在半消声室内通过以球形声源为研究对象,模拟飞机发动机地面开车状态,分析不同的反射面作用下对噪声源的指向性以及声波在传播过程中的衰减特性的影响,通过比较分析各个测点处的总声压级和1／3倍频程谱,最终确定出了由于反射面的材料,几何形状及结构形式的不同,对声源的指向性以及声波在传播过程中的衰减特性有一定的影响。     

二维凹面腔内暂冲式激波聚焦机理的实验

针对两级脉冲爆震发动机中第二级凹面腔内激波聚焦起爆能量和周期的研究,设计了二维凹面腔内暂冲式激波聚焦实验系统。通过分析粒子图像测速系统捕捉的照片和动态压力数据,获得了凹面腔内激波聚焦高压区压力特性和多循环流场演化特征。并且开展了A和B两种型面凹面腔的对比实验,进一步分析了多循环激波聚焦的形成机理。结果表明:入射激波第一次在凹面腔底部聚焦后形成的聚焦反射激波在喷口射流边界上发生反射,产生的反射激波再次在凹面腔底部聚焦,形成了第二次激波聚焦,如此往复便形成了周期性的激波聚焦,聚焦频率高达7~10kHz;并且,速度场和射流强度随入射激波碰撞而减弱,在排气过程中又增强,呈现周期性变化。