气相爆震波马赫反射转变机理的实验研究

在矩形爆震管道中,选用具有规则胞格结构的高浓度氩气稀释稳态气体C2H2-2.5O2-8.17Ar及不规则胞格结构的非稳态气体C2H2-5N2O,利用纹影和烟膜实验对CJ爆震状态下的爆震波发生马赫反射的转变机理进行了研究。在楔角为30°,5k Pa初始条件下,C2H2-2.5O2-8.17Ar马赫反射转变时马赫杆临界高度约为1.25cm,过驱胞格结构出现的最小距离略小于胞格长度的1/3;C2H2-5N2O马赫反射转变时马赫杆临界高度约为1.5cm,由于其胞格结构不规则,故难以衡量过驱胞格结构出现的位置。实验结果表明:爆震波马赫反射三波点运动轨迹特征为在初始阶段遵循无反应冲击波理论,随后马赫反射发生转变使得运动轨迹逐渐平行于反应冲击波理论,从而验证了爆震波开始形成前导激波马赫反射,由于CJ区域内三波点的介入引起扰动,最终在马赫反射区形成过驱爆震的过程。     

圆盘结构下旋转爆震波的不稳定传播特性

为研究圆盘结构下旋转爆震波的不稳定传播特性,以2H2+O2+3.76N2为反应混合物,开展该结构下的二维数值研究。详细分析了旋转爆震波不稳定传播模态的流场特征,以及爆震波参数、出口流场参数和增压比的变化。结果表明,不稳定传播模态下,旋转爆震波重复进行"解耦—再起爆"过程,内圆扩张曲面的发散作用,使出口附近的爆震波首先解耦,解耦区域逐渐往流场内部扩张;反射激波与前导激波的碰撞产生局部热点,促使爆震波重新起爆;爆震波的压力、温度以及传播速度皆随爆震波的解耦及再起爆过程发生变化;旋转爆震波的不稳定传播对出口速度分量及马赫数的影响很小;出口增压比受不稳定传播的影响较大,随时间呈周期性变化,变化幅值较高且不稳定。出口增压比的循环周期与爆震波"解耦—再起爆"的周期一致,稳定后两者的循环频率约为21.6kHz。     

混气活性对爆震波在突扩段传播特性的影响研究

为研究爆震波经过突扩段的传播特性,实验采用低活性混气C2H2+2.5O2+70%Ar和高活性混气C2H2+2.5O2,测量了爆震波在扩张比为1.34的圆管间传播的速度变化,并运用化学反应动力学分析爆震波动力学参数。结果表明:爆震波在小管出口的速度至多降至0.6倍的Chapman-Jouguet爆震波速。高活性混气触发的爆震波的成功传播是由于在大管产生局部爆炸,随后形成了过驱爆震波。相应地,低活性混气触发的爆震波不会形成过驱爆震波,且波速的波动范围较小。当预混气体压力小于爆震波从小管向大管成功传播的最低压力时,低活性混气触发的爆震波更快地衰减为爆燃波。通过化学反应动力学分析可知,高活性混气的爆震波稳定性参数较高,更容易形成局部爆炸。在最低压力处两种混气的爆震波诱导区长度接近0.8mm,管径与胞格宽度之比接近于1,因此爆震波在圆管中传播的准则可以用于预估爆震波在扩张比为1.34的圆管内能否成功传播。     

气相爆震波衍射现象的数值研究

对不同条件下气相爆震波在突扩管道和带扩散段管道中的衍射过程进行了数值研究.结果表明:起爆管的直径和临界爆震管直径对爆震波能否成功衍射传入主爆管起到决定性的作用.壁面反射激波与爆震波相互作用在邻近壁面处产生高温、高压区域,有助于减少爆震的诱导时间以及横波间距.扩散段扩散角越小时,反射激波强度越大.高强度的反射激波会将爆震波分为3段,在分界点处产生高温、高压点,对爆震波的衍射传播起到支持作用.      

激波绕射触发爆震波的试验研究

在单爆震试验平台上对激波绕射触发爆震波的特性进行了试验研究.针对不同的激波反射器结构尺寸,测量了爆震管内气体压力变化历程及火焰传播速度,获得了不同工况下激波绕射触发爆震波的特性.结果表明:激波反射器对爆震波的形成有促进作用,并取决于反射器中的反射锥及反射孔板的结构与尺寸;在反射锥堵塞比一定的情况下,存在最佳反射锥锥角使得爆震波的形成距离最小;而反射锥与反射孔板的间距增大,爆震波形成距离增大,一旦形成稳定的爆震波后,反射器对爆震波压力的影响不大.      

受侧向膨胀影响的爆震波传播过程研究

基于Fay流体扩张理论,运用实验观测、数值模拟和理论分析等方法研究了侧向膨胀对爆震波传播过程的影响.详细分析了爆震波在侧向膨胀段的流场结构,由于气体可压缩壁面限制性作用较弱,爆震波强度受到不同程度衰减,波面发生一定变形,横波数量明显减小且横波间距增大.对比研究了预混气活性对爆震波流场结构和传播过程影响,实验发现预混气活性较高时,即ER=1.0,爆震波能够抵御侧向膨胀衰减影响,能够自持传播;预混气活性较低时,即ER =0.7,其抵御侧向膨胀能力较弱,速度亏损变大,波面变形严重,爆震波解耦而熄爆.若要维持爆震波在气体可压缩壁面稳定传播,需要一定活性来抵御侧向膨胀影响.     

基于预爆震管的旋转爆震波建立和传播过程研究

预爆震管已成为旋转爆震发动机的主流点火方式,为研究预爆震管点火方式下旋转爆震波的起始和传播过程,本文采用动态压力传感器、离子探针以及高速摄影等实验手段,分析了旋转爆震波的建立过程,探讨了预爆震管与燃烧室的相互作用,总结了预爆震管出口直径、初始填充压力以及排气时间对旋转爆震波建立和传播的影响。研究表明：由于衍射作用,从垂直安装预爆震管传出的爆震波,在燃烧室内迅速发生解耦,形成来两道传播速度相同、方向相反的的低速燃烧波。两道燃烧波沿燃烧室周向不断加速并对撞,对撞多次后最终发展成一道旋转爆震波。预爆震管出口直径对旋转爆震波建立时间的影响要明显大于初始填充压力的影响。增大预爆震管出口直径,可提高燃烧室内初道激波和燃烧波的强度,有利于降低DDT时间,但由于预爆震管对旋转爆震波的传播具有一定消弱作用,旋转爆震波的平均传播速度略有减小。当预爆震管处于排气阶段时,旋转爆震波仍可稳定传播,其排气过程并不影响旋转爆震波建立时间。     

壁面抽吸条件下的爆震波传播特性

为研究静止气中壁面抽吸对爆震波传播特性的影响,采用数值模拟方法研究了多孔抽吸壁面条件下爆震波的流场结构、传播速度等特性的变化规律。结果表明多孔抽吸壁面对爆震波传播特性有两方面的影响。首先,流场与多孔壁面发生碰撞产生弧形激波,弧形激波对爆震波的横波结构造成直接破坏,导致靠近多孔壁面区域的爆震波产生明显的速度亏损,爆震波强度削弱甚至熄爆;其次,多孔壁面作用导致了流场不稳定性增强,流场与孔板碰撞产生高温高压点,对爆震波的传播有促进作用,尤其在临界条件下,可能导致爆震波熄爆后重新起爆。在保持抽吸压力和边界条件不变情况下,对不同活性及不同抽吸距离时的爆震波传播特性进行研究,发现预混气活性降低、抽吸距离增长时,爆震波结构和传播速度受壁面抽吸影响增强。在加长抽吸距离条件下,随着预混气活性的降低,存在3种爆震波传播现象,即自持传播、熄爆后重新起爆以及完全熄爆。将相应工况下的实验研究与数值模拟结果进行对比,验证了数值模拟结果的正确性。     

高总温来流下的连续旋转爆震验证试验

为验证吸气式连续旋转爆震推进的可行性,在直连式试验台上开展了连续旋转爆震试验。采用三组元空气加热器模拟吸气式推进时的高总温来流,其设计流量600g/s,总温860K。采用热射流切向喷注的方法成功起爆了H2/air连续旋转爆震波,并实现了稳定自持传播。在H2/air当量比为0.86时,连续旋转爆震波以单个波头的同向传播模态传播,且其未影响到空气加热器的正常工作。爆震波的传播频率为3.68kHz,与高频压力FFT分析所得的主频3.67kHz吻合较好;爆震波传播速度为1248m/s。在未测量高频压力的情况下开展了长程试验,结果表明,在高总温来流条件下,连续旋转爆震波也可以在更长时间范围内稳定工作。     

H2/Air连续旋转爆震波的起爆及传播过程试验

在环缝-喷孔对撞式喷注模型发动机上,采用H2/O2热射流切向喷注的起爆方式,进行了H2/Air组合的连续旋转爆震试验,试验成功起爆并实现了爆震波的持续旋转传播。切向喷注的热射流并没有直接诱导形成旋转爆震波,从点火到形成稳定传播的旋转爆震波之间存在时间间隔。对高频信号的时频分析结果表明,在该试验工况下,旋转爆震波的传播过程非常稳定,其传播频率为5.5～5.95 kHz,平均传播频率为5.75 kHz,对应的平均传播速度为1716.4m/s,为理论预测值的91.14%。在没有测量高频压力的情况下开展了长程试验,结果表明,连续旋转爆震波也可以在更长的时间范围内稳定工作。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。