高空高速液体燃料亚燃冲压发动机动力特性研究

本文介绍了一种液体燃料亚燃冲压发动机的变比热性能计算方法,并对某型亚燃冲压发动机进行了性能计算,分析讨论了设计参数对发动机性能的影响.本文计算方法可用于液体燃料亚燃冲压发动机总体方案设计阶段的参数选择和性能分析.     

隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计与风洞实验研究

本文为隐身外形飞行器用埋入式进气道发展了一套设计方法。该方法的理论基础是埋入式进气道进气机理和气动S弯概念,其关键技术包含通道中心线设计、横截面面积变化规律设计以及横截面形状设计等,各技术可以方便地用数学方法加以描述,整个方法易于编程实现。并结合一种隐身外形无人机提出了埋入式进气道方案,通过实验得到了此类隐身外形飞行器用埋入式进气道的气动特性。结果表明,所提出的埋入式进气道方案可行,所设计的模型进气道性能良好,所发展的设计方法合理。同时验证了埋入式进气道进气机理的正确性,也表明隐身外形飞行器与埋入式进气道的组合方案具有十分光明的应用前景。     

“一对一”空战中载机与目标的运动特性分析

从战术与技术相结合的角度,建立了“一对一”空战中交战双方的运动学方程,运用瞬时跨距的方法分析了载机与目标的相对运动,研究了目标在载机坐标系中的运动特性。文中的研究结果对歼击机“一对一”空战的战术选择有一定的指导意义。     

6156-T4铝合金焊接加筋薄壁结构剩余强度评估的CTOD方法

为保证飞机设计满足损伤容限性能要求,有必要对其进行剩余强度评估。针对6156-T4铝合金焊接连接薄壁结构进行了R曲线和剩余强度试验,判断了裂纹扩展经过筋条时的裂纹扩展路径,测量了母板和筋条两个方向的裂纹扩展速率,并采用不同的断裂准则和分析方法对单及双跨度多个初始裂纹长度焊接加筋薄板的剩余强度进行了预测。结果表明:裂纹扩展在经过筋条时,同时沿着母板和筋条继续扩展,筋条上的裂纹扩展方向垂直于母板且两个方向的裂纹扩展速率基本相同;采用净截面屈服准则进行剩余强度预测时会低估这种韧性较好的焊接连接薄壁结构的剩余强度;基于SINTAP-FITNET评价体系,以裂纹尖端张开位移(CTOD-δ5)作为裂纹尖端弹塑性表征参量进行剩余强度预测时,预测结果比采用K曲线预测方法精度高。     

7150铝合金热变形行为及微观组织

采用Gleeble热模拟机进行热压缩实验,研究7150铝合金在变形温度为300~450℃、应变速率为0.01~10s-1条件下的变形行为,采用Zener-Hollomon参数法构建合金高温塑性变形本构方程,并对变形后的微观组织进行分析。研究表明:7150铝合金的流变应力随应变速率增大而增大,随变形温度增大而降低。该合金热压缩变形的流变应力行为可用双曲正弦形式的本构方程描述,其参数A为4.161×1014s-1,α为0.01956 MPa-1,n为5.14336,热变形激活能Q为229.7531k J/mol。随着温度升高和应变速率降低,动态再结晶逐渐取代动态回复成为合金的主要软化机制。     

无刷直流电机霍尔传感器安装方法研究

针对有位置传感器的无刷直流电机需要位置传感器提供换相信号的问题, 提出了基于磁势确定霍尔传感器安装位置的方法。霍尔传感器通过检测转子磁势确定转 子位置,产生传感器信号控制定子绕组换相,使得定、转子磁势相位差在60°~120°之间 波动,从而使电机输出最大力矩。通过实验测得使用该方法进行霍尔传感器位置安装的 无刷直流电机的输出力矩波形与理论一致,从而验证了此方法正确可行。     

超高温升中心分级燃烧室设计及计算分析

针对航空发动机高推重比、高温升的需求,提出1种中心分级旋流燃烧室的设计方案。在保证与现有单环腔燃烧室(SAC)进出口尺寸、机匣尺寸限制不变的情况下,对设计模型进行了3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析。研究结果表明:设计油气比为0.045时,设计中心分级燃烧室温升可达1356 K,出口温度分布可达0.137,出口径向温度分布可达0.096;此外,与SAC相比,中心分级燃烧室可获得更低的总压损失,更低的出口温度分布系数以及高工况下可获得更高的燃烧效率;污染排放性能表明,中心分级燃烧室在慢车点CO排放比SAC的稍高,在设计点NOx排放按g/kg燃油计比SAC的低。     

闭环光纤陀螺量程扩展方法研究

从闭环光纤陀螺工作原理出发,分别对跨条纹调制法和单级干涉条纹量程扩展法两种扩展闭环光纤陀螺量程的方法进行了分析。结果表明基于单级干涉条纹的量程扩展方法在工程上更加简单易行,基本不用对算法和硬件进行改动,具有很高的工程实用价值。     

基于人工免疫算法的载人登月任务地月转移双脉冲中止策略研究彭 坤,果琳丽,向开恒,王 平,杨 雷

载人登月任务中,任务中止策略设计是确保航天员安全返回的重要基础。首先结合"星座"计划飞行方案分析了载人登月任务各飞行阶段的中止策略;其次针对地月转移巡航段进行了双脉冲中止策略设计,以速度增量数值、方位角以及变轨时间间隔为控制变量,加入轨道同向、近地点高度、偏心率以及飞行时间约束,提出双脉冲变轨计算流程;最后采用人工免疫算法对该问题进行了求解和优化。仿真算例表明,双脉冲中止策略存在多组解,其全局分布特性为:飞行时间越短速度增量需求越大;飞行时间相近时,大偏心率中止轨道对应的速度增量小;故障点离地月加速点越近,所需速度增量越小。同时也验证了人工免疫算法求解双脉冲中止策略问题的有效性。     

新型高温/超高温热障涂层及制备技术研究进展

简单介绍了先进航空发动机高温/超高温热障涂层(TBCs)的研究背景、意义和现状;简述了近年来国际上在新一代超高温TBCs方面的研究进展。重点介绍了近年来北京航空航天大学在新型高温/超高温TBCs方面的研究成果,包括新型超高温、高隔热陶瓷隔热层材料,1 150℃以上新型抗高温氧化金属粘结层材料,以及电子束物理气相沉积(EB-PVD)、等离子体激活EB-PVD(PA EB-PVD)和等离子物理气相沉积(PS-PVD)等新型制备工艺。最后对TBCs在未来高性能航空发动机上的应用及发展趋势进行了展望。