圆盘结构下旋转爆震波的二维数值研究

为揭示圆盘形燃烧室内旋转爆震波的传播特性,以2H_2+O_2+3.76N_2为反应混合物,开展该结构下的二维数值研究。实现了旋转爆震波的成功起爆并得到了两种稳定的流场结构;详细分析了两种流场的特点,以及不同直径处爆震波参数及出口马赫数的变化规律。结果表明,旋转爆震波在壁面形成的反射激波对流场中的温度、压力分布以及流线都产生影响;随着直径的不断减小,旋转爆震波压力、温度以及传播速度都不断减小;流场稳定后,出口马赫数随时间的变化趋势与压力趋势相符,呈现"双波峰"特征。喷注总压为0.4MPa时,喷注入口的阻塞比为21%,超声速流动占整个出口流动的52.17%,出口流动的平均马赫数为0.98;当喷注总压降为0.2MPa时,入口阻塞比为20%,超声速流动占21.99%,出口流动的平均马赫数为0.95。     

二元收-扩喷管与球形收敛调节片喷管的性能对比研究

为了对比二元收-扩喷管(2DCD)与球形收敛调节片喷管(SCFN)的性能,基于CFD数值计算软件对2种喷管在相同工作点下进行了内外流场计算与分析。数值模拟结果表明:在相同高度及飞行马赫数条件下,SCFN的流量系数相较于2DCD呈现出较大不同,推力系数则略差于2DCD;在低落压比条件下,2种喷管内流对后体阻力特性影响不大;在高落压比条件下,2种喷管内流对后体阻力特性影响较大。     

IC10单晶高温合金室温和750℃高周疲劳行为

在涡轮叶片服役过程中,疲劳是其失效的重要原因之一,而已有研究主要针对不同应变速率下IC10合金1 100℃低周疲劳性能展开,本文研究定向凝固IC10单晶高温合金静态空气介质环境下室温和750℃高周疲劳性能。在应力比R=-1、f≈83.3Hz条件下,进行高周疲劳试验,并利用扫描电镜对疲劳断口进行观察;基于试验观测结果,讨论室温和750℃下IC10单晶高温合金高周疲劳性能差异的内在机制。结果表明:IC10单晶室温疲劳强度为288 MPa,750℃疲劳强度为416 MPa;裂纹萌生于试样表面或近表面缺陷处,断口主要由裂纹萌生区、稳态扩展区和组成。     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

民用飞机辅助动力装置进气系统降扬雪适航验证要求研究

CCAR和FAR附录APU草案以及CS25 J分部中均在进气系统防冰条款中对APU在降扬雪条件下的运行提出了要求。对于符合性方法,目前CAAC还未有相关指导文件,FAA和EASA则分别给出了一些详细要求,但两者还存在部分差异。本文对比了CCAR和FAR以及CS25 J分部中APU进气系统降扬雪条款内容差异,研究了FAA和EASA对于APU进气系统降扬雪气象条件详细验证要求,并从降雪强度、环境温度、扬雪条件、试验持续时间和试验工况等方面分析了FAA与EASA要求的差异。结果表明FAA和EASA在降雪强度、扬雪条件和试验工况要求方面基本一致,在环境温度和试验持续时间要求方面存在差异,总体上来看EASA对于降扬雪试验条件要求更为详细。根据研究结果,探讨了APU进气系统降扬雪适航验证方法,为民用飞机APU进气系统降扬雪气象条件下的验证工作提供参考。     

复合材料热压罐成型工艺仿真技术研究综述

工艺仿真技术是大型复合材料构件制造的重要支撑技术。在西方发达国家,仿真技术在大型复合材料主承力构件制造中的应用已趋于成熟。近10年来,我国工艺仿真技术研究也取得了阶段性成果,但是距国际先进水平仍有较大差距。对国内外复合材料热压罐成型工艺仿真技术研究现状进行综述,结合近期研究工作分析了国内航空制造领域对复合材料仿真技术的需求。最后,根据国内仿真技术现状对复合材料热压罐成型工艺仿真技术的发展提出建议。     

高铁弓网电弧对飞机进近着陆的电磁干扰影响

为了研究高铁弓网离线电弧对飞机进近着陆的电磁干扰（EMI）影响,选取高速铁路弓网离线现象发生频繁的电分相处,对高速铁路列车发生弓网离线电弧时的电磁辐射强度进行了实际测试。根据电波传播理论和GB 6364-2013的相关要求,数值计算得到了高铁下穿角、电分相位置以及飞机着陆高度对机载接收信号的影响规律：机载接收信号信干比（SIR）随着高铁下穿角增大逐渐增大;电分相距离机场跑道口越近机载接收信号的信干比越小;随着飞机进近着陆高度的减小,机载接收信号信干比先减小后增大。以高速铁路45°角下穿机场跑道中心时,以飞机受干扰最强的位置分析了弓网离线电弧电磁干扰对仪表着陆系统（ILS）信标台的影响：飞机接收到的航向信标台信号信干比为12.92 dB,小于GB 6364-2013规定最小20 dB的防护率要求;下滑信标台信号信干比为29.08 dB,符合国标要求;指点信标台信号信干比为16.64 dB,小于国标规定的最低23 dB的防护率要求。本文研究为民航与高速铁路的电磁兼容性研究提供了理论依据和技术方法,可以为机场选址和高速铁路选线规划提供支持。     

涡波效应宽速域气动外形设计

拓展了密切锥乘波体设计方法的应用,推导了设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,建立了定平面乘波体设计方法。通过定制乘波体的平面形状引入涡效应,提出涡波效应宽速域气动布局的概念,即在高超声速状态下使用激波效应、在低速状态下使用漩涡效应提升布局的总体性能。以双后掠布局为例,使用CFD方法评估其高速和低速状态的气动性能,与带锥体的平板进行对比,分析了升阻比、升力系数以及流场特性,初步给出了非线性增升效果。计算结果表明：当前定平面乘波体布局在低速状态和高超声速状态均具有较好的气动性能,弥补了传统乘波体的性能缺陷,为宽速域气动布局的设计提供了新的思路。     

叶型甩油盘雾化特性研究

为提高甩油盘雾化质量,采用试验研究方法,对一种叶型甩油盘三个出口的液雾特性分别进行了研究,并与圆出孔甩油盘进行对比。研究表明,转速增加,液雾SMD (索太尔平均直径)减小,浓度变大;流量增加,液雾浓度变大,圆出孔甩油盘液雾SMD变大,叶型甩油盘液雾SMD变化不规律。甩油盘液雾SMD与浓度整体上呈反比,SMD大的地方浓度小,SMD小的地方浓度大。液雾SMD随径向距离增加先减小后增大,转速大于12kr/min后,SMD最小点距出口径向距离约20mm。相同流量、转速下,圆出孔甩油盘液雾SMD更小,但叶型甩油盘液雾均匀性更好,轴向分布范围更广。在叶型甩油盘出口后开槽可以显著减小液雾SMD,锯齿型出口可以增加液雾浓度及减小低转速下液雾SMD。     

基于Supertwisting滑模永磁同步电机驱动的转速和转矩控制

针对永磁同步电机(PMSM)空间矢量的直接转矩控制方案超调频繁、响应时间慢等问题,将传统的转速PI控制器和转矩PI控制器替换成Supertwisting滑模控制器,并从理论上证明了Supertwisting滑模控制器用在转速环和转矩环上能在有限时间内收敛。借助MATLAB/Simulink仿真软件研究了PMSM的转矩脉动,分析了其动态响应速度。仿真结果表明,在空间矢量直接转矩控制中采用Supertwisting滑模控制器与PI控制器相比有更小的转矩脉动,提高了动态响应速度并且解决了超调频繁的问题。