基于数值模拟的轴对称矢量喷管性能预测数学模型

基于三维数值模拟,对不同轴对称矢量喷管在多种工作状态下的内外流场进行了研究,分析了扩张角及扩张段长度对喷管有效矢量角的影响.基于最小二乘曲面拟合理论,建立了自变量包括扩张角、扩张段长度/喉道直径、落压比/设计落压比、几何偏转矢量角的多变量轴对称矢量喷管性能预测数学模型,并根据已有实验数据,对该模型进行了验证结果表明:推力系数误差最大为0.41%,流量系数误差最大为1.58%,矢量角误差最大为1.76°.建立的数学模型通用性较强,实现了用统一的模型对不同喷管性能参数进行预测和分析,具有一定的工程意义.      

真空环境下纳秒脉冲激光烧蚀典型材料的推进流场特性分析

为研究纳秒脉冲激光烧蚀典型材料推进流场瞬态流动过程,采用流场显示阴影技术,实现纳秒级时间分辨率、毫米级空间分辨率的流场演化信息定量测量,解决激光烧蚀推进羽流的时间、空间高分辨率测量难题。对典型金属材料铝和典型聚合物材料的流场特性进行测量分析,并研究激光能量密度对羽流特性的影响。在典型时间尺度上,定性分析激光作用典型材料羽流特征与推进性能之间的关系。由于纳秒激光峰值功率高,当烧蚀金属材料Al时容易形成高温高压的等离子体羽流,等离子体喷射速度超过17km/s,等离子体羽流在百纳秒时间尺度离开靶面,对靶的力的耦合结束;当烧蚀聚合物PMMA和PVC材料时,PVC材料羽流喷射以等离子体和细小颗粒为主,喷射量较大且集中、方向性好,实验测量得到PVC工质真空羽流速度达到1500m/s,因此带来的反喷冲量以及推力都会较高。     

一种低空声源分布式定位系统及其算法与实验研究

低空声源目标具有较强的隐身性,为了实现对此类目标的定位,构建基于TMS320C6713平台的分布式麦克风阵列低空声源定位系统.麦克风阵列节点以DSP为核心处理器,通过A/D芯片采样麦克风阵列接收到的信号,通过到达时间差(TDOA)计算声源的角度,利用测向交叉法,融合多个节点的角度信息,计算出声源的位置.结果表明:在时延估计精确的情况下,对低空目标具有较好地估计;系统具有较高的精度和稳定性,能够满足对低空声源目标进行定位的实际需求.     

带三角形骨架加强结构机匣的刚度特性分析

对带三角形骨架加强结构的航空发动机机匣的主要结构参数进行分析,以机匣质量和刚度作为目标函数,建立了研究的变量和约束条件,并采用相似准则将其无量纲化。采用均匀试验设计方法生成样本建立试验组,并设立传统板壳机匣作为对比组,分别开展有限元数值试验。运用逐步回归法分析试验结果,形成了表征机匣刚度和质量的拟合公式,比较了该类机匣与传统板壳机匣的刚度特性,给出了各主要结构参数对机匣刚度的影响规律。     

电磁阀用自锁电磁铁吸力与电压关系研究

为了解释自锁电磁铁进行吸力试验时出现的电磁吸力随电压非单调变化的现象,利用ANSYS软件进行仿真计算,并开展理论分析。仿真和分析得到了与试验相同的电磁吸力变化趋势。根据仿真和分析的结果确定:主要因素为导磁材料饱和,导致电磁吸力停止增大;次要因素为磁钢工作点变化,导致电磁吸力出现下降趋势。     

突肩叶尖吸力侧开槽对叶尖间隙流动换热特性的影响

为了研究突肩叶尖吸力侧开槽对叶尖间隙泄漏流动换热特性的影响,采用标准k-omega两方程模型对不同突肩叶尖形式下的间隙泄漏流动进行了研究,研究的叶顶形状包括全突肩和3种部分突肩叶尖。详细分析了不同叶尖结构在3种间隙高度下的间隙泄漏流场,机匣压比,泄漏流量,总压损失和叶尖表面换热系数。结果表明:吸力侧前缘开槽可以改变前缘附近的间隙泄漏流路径,使得泄漏涡的形成位置后移,从而减小泄漏损失,但是效果微弱;吸力侧尾缘开槽可以改变开槽附近泄漏流体的流动路径,抑制其与主流的掺混,有效减小间隙泄漏损失,研究范围内最多减小8%。吸力侧前缘和尾缘开槽叶尖均会增加间隙泄漏流量,开槽长度越大泄漏流量越大,研究范围内最多增加32%。吸力侧前缘开槽会减小具有高换热系数的突肩表面积,增加凹槽表面换热系数;尾缘开槽会减小突肩表面积,增加凹槽底面的低换热系数区域的面积。     

突肩叶尖尾缘开槽对间隙流动换热特性的影响

通过数值计算对带有尾缘开槽结构的突肩叶尖间隙流场结构、泄漏流量、泄漏损失、表面传热系数进行了对比研究.研究结果显示:相比全突肩叶尖,吸力侧尾缘开槽突肩叶尖可以改变开槽附近泄漏流的流动路径,有效抑制其与主流的掺混.压力侧尾缘开槽和吸力侧尾缘开槽均会增加间隙泄漏流量.压力侧尾缘开槽突肩叶尖会增加间隙泄漏损失,开槽长度越大损失越大.研究范围内的吸力侧尾缘开槽均会减小间隙泄漏损失,但存在最佳开槽长度.压力侧和吸力侧尾缘开槽均会轻微地增加叶尖表面传热系数.      

飞机柔性对前起落架摆振的影响分析

以某型客机为对象,研究了飞机滑跑时前起落架的摆振动力学问题.基于多体动力学理论,采用子结构模态综合法将关键部件柔性化,建立了计及前起落架和机身弹性的全机地面滑跑刚柔耦合动力学模型,并进行了摆振稳定性仿真分析.采用起落架静力试验和模态试验的结果对模型进行校验,仿真结果与试验结果吻合较好.给出了以飞机速度和防摆阻尼系数组成...     

电子枪束源部件结构尺寸对束流品质影响的CST仿真

在直热式电子枪中,电子枪束源部件结构尺寸的改变会改变静电场对电子束的初次汇聚,从而影响束流品质。针对电子枪中静电场以及电子运动轨迹难以用常规方法直接测量的问题,通过建立1∶1三维模型,并利用CST电磁仿真粒子工作室对整个束流产生过程进行模拟。利用控制单一变量的方法,结合模拟所得数据,得到了在不同条件下,静电场分布、电子的运动轨迹以及各个变量与最终焦点处束流电流密度关系曲线,最终得到了束流品质最优的束源部件结构尺寸。用优化了阴阳极结构及阴阳极距离后的电子枪在铝合金板材上进行实际焊接试验,所得焊缝形貌优于原有电子枪焊接所得焊缝,证明了模拟结果的正确性。此种模拟方法为改善现有电子枪束流品质以及未来电子枪设计提供了参考依据。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。