干涉瑞利散射测速技术在跨超声速风洞的湍流度测试应用研究

为了测量高速流场的湍流度,研究了基于法布里-珀罗（Fabry-Pérot）干涉仪的干涉瑞利散射测速技术。设计了干涉瑞利散射速度测量装置,主要由大功率窄线宽连续激光器、法布里-珀罗干涉仪和高帧频EMCCD相机组成,激光器提供连续光源照射流场形成气体分子瑞利散射,并通过法布里-珀罗干涉仪和EMCCD,实现了对流场气体分子瑞利散射光谱精细分辨,获得了高时间分辨速度测量结果。经过理论分析,该装置的速度分辨率为1.23m/s;通过与热线风速仪湍流度测量实验的结果进行对比,验证了干涉瑞利散射测速技术具备流场湍流度非接触测量能力;利用干涉瑞利散射测速装置,在0.3m×0.3m跨超声速风洞上,开展了Ma3.0条件下流场湍流度测量实验,获得了超声速流场的平均速度和湍流度测量结果,装置时间采样率达到4kHz。     

电泳涂装生产线实时监控的虚拟仪器系统

根据电泳涂装生产车间的布局结构及其基于DH 的PLC控制网络,设计生产线基于LabWindows/CVI的实时监控虚拟仪器(Virtual Instrument,VI)系统。该VI系统通过RSLinx OPC服务器实现LabWindows/CVI与PLC的通信,能对生产线进行在线监控,包括数据采集、传送、显示、控制、及数据存档等。     

高能机械加工表面纳米化40Cr钢组织结构与力学性能

利用超声高能机械加工处理工艺在40Cr钢表面制备了纳米晶表面层。采用SEM,TEM和纳米压痕技术等分析了表面纳米晶层的组织结构与力学性能。实验结果表明,表面是由分布均匀的纳米级铁素体和纳米级渗碳体晶粒构成的复合纳米结构,过渡区由纳米级的渗碳体晶粒和粗晶铁素体晶粒构成。表面平均晶粒尺寸为3nm。随着深度的增加,晶粒尺寸逐渐增大。表面硬度高达8GPa,为基体硬度的3倍,随着深度的增加,硬度迅速降低。表面层弹性模量为252GPa,与基体十分接近。     

航天灾害监测系统应用

总结了自然灾害给我国造成的巨大灾难和威胁,研究了灾害发生的共同性、共生性、全球性特点,分析了航天器减灾应用系统及其效益。     

当量比对氢燃料超燃燃烧室流场结构和燃烧模态影响研究

为了考察氢气当量比对超燃燃烧室流场结构和燃烧模态的影响,采用试验方法和多种测量手段对其进行了研究。试验在中国空气动力研究与发展中心1kg/s脉冲直连式风洞设备上开展,采用纹影、差分干涉、自发光照相和PLIF (Planar Laser-Induced Fluorescence)等光学测量手段观察了流场内激波串结构和火焰传播与稳定的形态,并进一步结合壁面压力数据分析了发动机的燃烧模态。研究表明:在来流为马赫数2.0,总温950 K,总压0.8 MPa的条件下,随着氢气当量比的增加,激波串头部的位置不断向隔离段上游推进,同时燃烧流场结构由稳定逐渐转变为振荡,发动机的燃烧模态经历了超燃、过渡和亚燃。当氢气当量比≤0.233时,发动机燃烧模态为超燃,燃烧流场结构稳定,火焰连续分布于凹槽下部剪切层内;当氢气当量比在0.233～0.279时,燃烧反压开始扰入隔离段内,发动机燃烧转变为过渡模态;当氢气当量比大于0.279时,发动机燃烧模态为亚燃,燃烧流场结构振荡且火焰分布为不连续的破碎状,燃烧反压逐渐前扰至隔离段中部位置。因此,氢气当量比对超燃冲压发动机燃烧流场结构和燃烧模态有较大影响。     

飞机结构件数控加工精度控制关键技术

在飞机结构件加工中,大量应用五轴联动数控装备。企业装备的数控机床随着服役年限的日渐增长,普遍存在精度衰减问题,新一代飞机结构件进一步向着整体化、大型化、复杂化、薄壁化、轻量化方向发展,加工过程极易出现尺寸超差,以及因加工工艺不稳定而造成的表面质量缺陷等制造精度问题。加工精度还受到切削载荷、切削稳定性、刀具误差、工件变形、夹具变形等复杂因素的影响,飞机结构件切削工艺的一致性和稳定性差,极易因刀具磨损、破损、切削颤振而引起加工精度问题。国内外学者在数控加工精度控制方面开展了大量基础研究并取得丰硕成果。本文从数控机床误差建模方法、误差补偿方法、加工精度预测与控制、表面粗糙度预测与控制4个方面分别阐述,并结合飞机结构件的特点提出其数控加工精度控制关键技术需求。     

基于扫描线点云的飞机蒙皮修配量提取方法

针对飞机蒙皮数控加工时需要精确修配量的问题,提出了一种基于扫描线点云的飞机蒙皮修配量提取方法。首先对点云进行分块处理并通过点到拟合平面的距离提取每条扫描线的边界特征点;然后采用弦高法对特征点进行去噪处理并选取中间点作为初始点向两侧进行排序;最后对蒙皮对接模型和激光扫描边界进行分析,将特征点延着对接方向进行补偿。试验验证表明,该方法可以提取精确的修配量,精度达到0.06mm,满足蒙皮数控加工的需求。     

大迎角下椭圆截面头部细长体的涡系和压强分布

本文对具有椭圆截面头部和尖拱形头部的细长体在大迎角下进行了涡系流态观察和表面压强分布测量。研究阐明了大迎角侧滑下细长体的头部几何形状与其所生的复杂涡系之间的相互关系,以及与此相应的截面压强分布和轴向侧力分布的变化。通过详细地了解整个流动情况,揭示了具有扁平头部的细长机体能够增大航向静稳定性的机理。     

细长翼涡破裂对气动特性影响的计算

本文在简化的前缘涡模型基础上,沿涡轴分布点源,以模拟细长翼涡破裂对气动特性的影响。对一组不同平面形状细长翼的计算表明,用本方法得到的结果在定性上与机翼在失速迎角前后实际的气动特性变化趋势是一致的。     

脉冲爆震燃烧室与涡轮相互作用的试验

采用汽油和空气作为燃料和氧化剂,进行了脉冲爆震燃烧室(PDC)与涡轮相互作用的原理性模型试验装置的试验.试验结果表明:PDC工作平稳,在发动机爆震工作时压气机出口空气质量流量比用于PDC产生爆震的空气质量流量大100kg/h左右;在PDC出口前已形成充分发展的爆震波,压力波经过涡轮膨胀后峰值压力和波速明显降低;且充填系数越大,各位置处的平均峰值压力越高,压力波经过涡轮后的衰减越小;涡轮在经受累计40多分钟共12 000多次脉冲爆震波或压力波的冲击后仍然完好无损.