实际入射角的相位干涉仪测角方法

为了提高短距离定位精度,消除采用平行入射假定所引入的计算误差,分析和研究了近似误差对角度估计和解相位模糊的影响;得出了满足平行入射近似的前提条件,为干涉仪的波长、基线长度等参数设计提供了指导依据;提出了实际入射角的相位差估计和相应的角度计算方法,提高了角度估计精度。文章提出的高精度相位干涉仪测角方法,适用于多个运动平台（如卫星、飞行器）的互相定位、航天器交会对接、地面短距离目标定位等测角精度要求高的工程应用。     

吸气式高超声速飞行器多参数灵敏度分析

为实现吸气式高超声速飞行器多参数情况下的灵敏度分析及参数分类,降低设计的复杂度,在吸气式高超声速飞行器参数化建模的基础上,首先采用正交试验设计生成样本,再通过计算流体力学(CFD)进行高精度气动力性能计算,最后运用方差分析法进行气动性能的参数灵敏度分析,在运用较少的试验样本点的情况下,即可完成多参数、复杂构型条件下气动性能的参数灵敏度分析。结果表明,该方法可以正确地分析出参数对飞行器气动性能的敏感程度,得到参数对气动性能的影响规律。同时,通过灵敏度分析的计算样本,还可以初步选出气动性能较优的飞行器构型,为地面试验和优化设计提供参考。     

搅拌流内大振幅界面波特性研究

针对竖直管内不同工况下气液两相搅拌流内的大振幅界面波特征参数(波形、波幅、波长和频率等)及运动特性进行了实验研究,系统分析了流动参数对大振幅界面波特征参数及运动特性的影响规律。结果表明:由于重力和气流剪切力在大振幅界面波不同运动阶段的影响程度不同,大振幅界面波在运动过程中存在与气流先逆向后同向的运动特点,证明了液泛现象普遍存在于搅拌流内,揭示了造成搅拌流液膜振荡剧烈的原因;搅拌流内,大振幅界面波波形符合正态分布函数特征,且波幅较环状流内扰动波波幅大,但是波幅和波长变化趋势与环状流内扰动波变化趋势相似,即波幅和波长随着气速的增大而减小,随液量的增大而增大,且当气速较小时,临界波幅随着液量的增加逐渐趋于定值;而大振幅界面波平均产生频率随气速和液速的增大而增大。     

直升机重量预估模型建模研究

本文介绍了一种直升机重量预估模型建模方法,完成了以国外某型机为原准机的重量预估模型建模,并通过对某型机的重量预估验证了该模型的有效性。     

进口导流叶片对转子叶片颤振特性的影响

上游静子叶片的尾迹扰动是下游转子叶片发生强迫响应问题的主要原因,但通常认为不会对颤振特性产生影响。运用CFD技术求解非定常流场,用能量法对典型涡轮风扇NASA Rotor 67进行了气动弹性分析。结果表明:不加进口导流叶片时其叶片最有可能在第二阶模态、60°叶间振动相角的情况下发生颤振;加上IGV(进口导流叶片)后,IGV的尾迹会显著改变转子叶片的颤振特性,当转子叶片的最危险颤振模态频率接近IGV尾迹的扰动频率时,即使单独转子叶片十分稳定,但在尾迹的激励下颤振仍然可能发生;当该频率远离IGV尾迹扰动频率时,尾迹扰动同样会使转子叶片气动阻尼降低。该结果意味着尽管IGV的引入不会明显改变压气机性能,但有可能会对其颤振特性带来明显的负面影响,需要在涡轮机设计中予以考虑。     

微克量级激光微烧蚀质量测量方法

激光微推进性能研究离不开比冲的测量,烧蚀质量测量的好坏一定程度上决定了比冲的测量精度。提出了一种激光微烧蚀质量测量方法——体积修正法,介绍了此方法的构建思路和原理,与平均质量法和体积估算法进行了比较分析,建立了激光微烧蚀质量测量装置,以透射式激光烧蚀黑纸靶为例,对实验结果进行了分析。研究表明:此方法能够有效测量微克、十微克量级的激光微烧蚀质量,测量精度较高,为激光微烧蚀质量的性能研究提供了一种简便、快捷的测量手段。     

富氢/富氧燃气气-气喷嘴热试

针对全流量补燃循环发动机气-气燃烧关键技术,设计了以气动谐振点火器为点火装置的气氢/气氧富氧预燃室、气氢/气氧富氢预燃室和气-气喷嘴燃烧室,开展了同轴剪切喷嘴气-气燃烧试验研究。试验结果表明,试验方案设计合理,系统稳定可靠,气-气喷嘴燃烧效率最高达到97.2%。随氧喷注器压降增加,燃烧室壁面的热载荷增加,燃烧效率降低。     

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。     

导弹腹部进气道前弹体干扰特性数值分析

为评价腹部进气中等超声速战术导弹中导弹前弹体干扰对进气道总体性能的影响,结合设计实例,基于F luent软件,运用CFD数值模拟技术,开展了进气道与导弹前弹身组合体内外流场的一体化数值仿真计算分析。结果表明,相比单独进气道,因导弹头部弓形激波造成的总压损失及前弹体附面层干扰两方面作用,腹部进气道的实际捕获流量和总压水平总体下降,平均下降幅度在设计点单一随攻角变化时分别达3.5%和3%,在低速飞行段单一随飞行速度变化时分别达3%和4%。此外,也证实导弹前弹体的屏蔽和预压缩作用可适度改善腹部进气道攻角特性,采用附面层隔道可弱化前弹体附面层干扰。     

300M超高强度钢在模拟积水环境中的腐蚀行为

 针对飞机结构部件在服役过程中存在的缝隙积水导致结构材料腐蚀的问题,通过研究腐蚀产物、形貌、失重、腐蚀速率、腐蚀损伤度以及积水溶液与暴露金属的面容比、pH值等的变化,探讨了300M超高强度钢在模拟积水环境中的腐蚀行为。结果表明,300M钢在模拟积水中的腐蚀是从点蚀开始,然后点蚀坑扩展合并,逐渐发展为全面腐蚀,其腐蚀失重和腐蚀损伤度随腐蚀时间的增加而增大,腐蚀损伤度则呈现出幂函数变化趋势;随腐蚀时间的延长,模拟积水环境中的pH值从初期的4.2升到5.2再下降到4.8～5.0,平均腐蚀速率也从0.289 g/(m²·h)线性减小到0.120 g/(m²·h);电化学交流阻抗结果表明随腐蚀时间的延长,容抗弧半径逐渐增大,说明腐蚀产物对基体起到一定的保护作用,这与腐蚀速率变化规律一致;另外,不同的面容比(腐蚀介质体积与300M钢暴露面积之比)对腐蚀过程的影响是:随面容比的增加,腐蚀失重与腐蚀速率均增大。