尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

激光功率与底面状态对选区激光熔化球化的影响

为研究激光功率与底面状态对选区激光熔化熔池流动的影响,基于离散单元法建立了选区激光熔化铺粉模型,采用粒径分布与实验相符的马氏体时效钢粉末分别铺展到平坦底面和增材底面上,将计算获得的粉末分布导入到基于有限体积法建立的选区激光熔化熔池计算流体力学模型中,研究激光功率和基板底面粗糙度对熔池流动和熔道表面形貌的影响。采用激光单道扫描实验验证铺粉模型和选区激光熔化模型。结果表明：随着激光功率的降低,单位长度的球化数量增加;由于增材底面使熔池润湿性变差,同时又对熔池流动行为产生扰动,使得增材粗糙底面上熔道的球化数量增加。选区激光熔化铺粉模拟及激光单道扫描模拟结果与实验结果吻合较好。本研究可为选区激光熔化工艺中工艺参数的选择提供理论指导。     

弹用“X”,型倒置二元进气道方案与常规正置方案的气动性能对比

为提高来流马赫数范围为2~4的“X”型进气系统大攻角下的稳定裕度,设计并研究了一种倒置二元进气道设计方案,并将其与正置方案进行了比较。结果表明:来流马赫数为2.3~3.5,攻角范围为0°~6°时,倒置布局设计方案总体性能较优,未出现明显激波/附面层干扰问题,能够满足设计要求。在采用相同的进气道设计方案时,倒置布局其迎风与背风进气道结尾激波位置及总体性能参数差异更小;0°攻角时倒置布局临界总压恢复系数与正置布局相当,4°攻角时倒置布局比正置布局高2%~3%,8°攻角时普遍高19%以上,且来流马赫数越高提升幅度越明显,8°攻角下倒置布局总流量系数较正置布局高6%左右。研究还发现,当来流马赫数较低时倒置布局总阻力低于正置布局, 4°攻角时低1.7%;而来流马赫数较高时倒置布局总阻力高于正置布局,4°攻角时高2.0%。      

等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

点火瞬态过程仿真模型参数辨识

建立了固体火箭发动机点火瞬态过程一维非定常流场仿真模型,采用系统辨识方法进行了模型参数不确定性研究。基于点火试验用缩比发动机试验结果,得到了传热模型参数和瞬态燃速模型参数的最优估计,提高了点火瞬态过程一维仿真模型的预估精度。采用近似方法,构建Kriging近似函数,有效解决了一维非定常流场仿真的计算复杂性问题。     

颗粒阻尼对直升机旋翼桨叶减振效果的试验

 为探索直升机减振技术的新方法,研究颗粒阻尼技术在直升机旋翼桨叶减振中的应用,设计了直升机旋翼桨叶模型及其相应的颗粒阻尼器形式,利用试验方法研究了颗粒阻尼对非旋转及旋转桨叶模型的阻尼减振效果。试验结果表明：颗粒阻尼可以有效提高非旋转桨叶模型的前3阶阻尼水平,尤其可使桨叶第3阶模态阻尼比提高一个数量级甚至更多;在较低的转速范围内,颗粒阻尼还可以克服离心力作用,使旋转桨叶模型的挥舞和摆振加速度响应水平均得到有效削减,充分表明了颗粒阻尼作为一种振动控制手段应用于直升机旋翼桨叶的可行性。     

高温老化过程中推进剂模量变化对药柱结构完整性的影响

将NEPE推进剂在65℃,70℃,75℃下分别老化不同时间后,用动态力学分析仪测定其动态力学性能。利用测试得到的推进剂动态力学特性参数,经计算得出推进剂的平衡模量。随着老化时间增加,其平衡模量值逐渐降低。利用有限元方法,分析在老化过程中推进剂平衡模量的变化对药柱结构完整性的影响,即在高温老化过程中,当NEPE推进剂的平衡模量降低至某一值时,固体火箭发动机药柱的结构完整性破坏。     

液体烧蚀激光推进推力形成机理实验方法

为揭示液体烧蚀激光推进推力形成机理,提出了一种有效的实验方法,即建立推力加载过程与流场演化过程的时间关联性,寻找物理现象与推力特征之间的关系。为实现这种方法,建立了一套基于高速相机和高频响压电式力传感器的实验系统,并实现对激光器、闪光仪、高速相机和推力信号采集系统的工作时序的精确控制。实验结果表明,与国外相关文献提供的实验系统相比,依据本方法所建系统可以提高实验研究效率和精度,为分析液体烧蚀所形成推力的机理提供了一种可靠的实验方法。     

基于复摆模型的多脉冲冲量耦合系数测量方法

在单脉冲冲量测量方法的基础上,增加激光脉冲提取和摆杆控制单元,提出了一种基于复摆模型的多脉冲冲量耦合系数测量方法。分析了多脉冲的两种测量模式及实现流程,解决了数据处理面临的新问题,并对该方法进行了检验,结果表明:所设计的激光脉冲提取和摆杆控制单元满足25Hz频率要求,可实现在40ms内提取多脉冲序列的任意一个脉冲;模拟多脉冲序列下测得两种模式15°锥形喷管的冲量耦合系数为371.0～375.3N/MW,具有很好的一致性。该方法可用于吸气式激光推进的多脉冲性能研究,并作为其他多脉冲研究方法的有效补充。     

液体火箭发动机喷管发汗冷却研究

采用SSTk-ω湍流模型对液体火箭发动机喷管发汗冷却进行了全场耦合计算,考虑了不同孔隙率、变物性、可压缩性、多孔介质热弥散效应、微尺度流动以及传质等因素的影响,比对再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度的影响;结果表明平均注入率的增大使平均壁温以更大的比例降低,采用发汗冷却的喷管喉部不再是最高温的部位.将CFD计算结果分别与实验以及一维气动公式计算结果进行了比较,证实计算结果可靠.