复合材料夹层结构模拟冰型设计与分析

为满足ARJ21-700飞机模拟冰型试飞试验的需要,设计了一种新型复合材料夹层结构模拟冰型,对其用材、加工方式、安装方法进行了选定。选取模拟冰型典型段,制作试验件,通过地面模拟试验,得出了模拟冰型的脱落破坏载荷。基于界面元法,在ABAQUS中使用内聚力单元模拟胶接界面,计算出模拟冰型的脱落破坏载荷,计算结果与试验结果吻合良好,说明了数值模拟方法的准确性。试验、计算得出的破坏载荷都高于冰型实际受载,证明了本文设计方案可行,该种复合材料夹层结构模拟冰型可用于ARJ21-700飞机的试飞试验。     

旋转爆轰发动机的研究进展

理论上爆轰熵增较小,旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展,但实验数据不够全面,测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求,因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后,文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。     

气动加热影响下的液氧储罐内温度分层与相变特性仿真分析

采用三维模型数值模拟液氧储箱预增压上升过程,对液氧相变特征以及温度分层发展规律进行了分析。从计算结果可以看出:在气动加热影响下,气液界面液氧蒸发速率在0.012 6kg/s附近振荡;近壁面液氧沸腾速率随时间变化规律与外界漏热量一致,整个过程相变速率平均值为0.086kg/s。随着高温增压气体通过散流器喷射进入气枕空间,液氧温度分层逐渐明显,温度不断升高,预增压183s气液界面处液氧温度从89.51K升高至93.61K,平均温升速率0.022K/s。     

文氏管长度对双级涡流器出口流场影响的试验研究

采用粒子图像测速仪（Particle image velocimetry, PIV）测量双级涡流器出口流场,改变文氏管长度,探讨文氏管长度对双级涡流器出口流场的影响,揭示了涡流器下游流场特征,获得了沿轴向不同位置的轴向速度和径向速度分布规律。研究表明：随着文氏管长度的增加,涡心发生径向位移,上下涡心的中心距离从22.2 mm增加到了29.2 mm,中心回流区的面积增加,轴向速度和径向速度分布特征有利于燃烧组织。     

15%SiC_P/8009铝基复合材料热压缩流变应力行为

采用Gleeble-3500热模拟试验机对15%Si CP/8009铝基复合材料在温度为400~550℃和应变速率为0.001~1 s~(-1)条件下的热变形流变行为进行研究。结果表明:流变应力在开始阶段随应变的增加而增大,出现峰值后逐渐趋于平稳;流变应力随温度的升高而降低,随应变速率的增大而升高,呈现出正应变速率敏感性;流变应力行为可以用双曲正弦模型来描述,其热变形激活能为488.3853 k J/mol,应力指数为7.19022。     

一种强螺旋流现象的实验研究

螺旋流一般通过切向进流、安装导流片或旋转管道三种方式产生，但Ｈｏｒｉｉ等人通过实验发现有三种装置也产生了非常稳定的螺旋流。笔者利用激光测速仪针对其中一种装置产生的螺旋流进行了时均速度分布测量。实验结果表明，本例情况下时均流动先是形成不对称双结构然后过渡到单一涡结构而形成螺旋流的。     

椭圆轨道非合作目标交会接近策略与控制

文章研究了追踪航天器与失控旋转非合作目标航天器在椭圆轨道中的交会接近策略与控制。在接近策略方面,首先,根据目标航天器大致结构设定一个安全的停泊点,使追踪航天器交会至停泊点;其次,通过在停泊点对旋转目标航天器姿态的观测,分析和预测其运动并确定合适的抓捕点位置,设计安全的接近轨迹,使追踪航天器沿着该轨迹接近至理想的抓捕实施点位置。在控制方面,考虑实际系统中的不确定性,只利用两航天器之间相对位置的测量信息,设计基于特征模型的自适应控制方法实现交会接近。最后通过数学仿真模拟整个交会接近过程,验证了文中所提出的接近策略和控制方法。     

面向空间应用的单向微膨胀型热开关特性分析

为了提高探测器等航天器的温度控制精度,降低热波动造成的影响,基于金属的热胀冷缩原理设计了一种单向膨胀型热开关,利用二维稳态导热原理进行建模分析,得到热开关热特性参数。搭建了试验平台模拟热开关工作环境,测定不同功率条件下热开关的工作状态以及相关性能参数。当加热功率为04W时开关断开热阻为23046K/W;功率为30W时开关的导通热阻为03022K/W,开关控制比为7626。结果表明,试验数据与理论计算数据吻合较好,进一步说明了热开关的结构合理性以及适用性。     

多控制面机翼阵风减缓主动控制与风洞试验验证

 针对某大展弦比多控制面弹性机翼风洞模型,分别从频域和时域进行阵风响应分析和阵风响应减缓控制律设计。采用经典控制理论设计控制律,通过操纵位于0.6和0.8翼展处的内外侧控制面减小由正弦阵风引起的翼尖加速度(WTA)。低频段的阵风减缓的数值分析与风洞试验结果均表明：多控制面的阵风减缓效果优于单控制面。当来流速度为14 m/s时,针对频率为2～5 Hz的阵风,采用多控制面得到的WTA减小10%～24%;当来流速度在8～16 m/s时,针对频率为2 Hz的正弦阵风,闭环状态下的翼尖加速度减小10%～40%;结构有限元模型与真实模型存在工程允许的误差导致理论与试验结果存在一定的误差。本文的工作对工程实际中采用阵风减缓技术具有参考价值。     

基于盒式翼的地效飞行器气动布局概念设计

根据地面效应的特点及相似准则,给出了基于展弦比、梢根比和机翼离水相对高度等参数的盒式翼外形简化设计原则。针对地效飞行器高度焦点配置,结合盒式翼外形简化设计原则,给出了盒式翼纵向位置的简化设计方案。针对盒式翼地效飞行器在起飞过程中的升阻特性,给出了发动机类型选择及动力配置的优选方案。针对地效飞行器的飞行特点,阐述了盒式翼地效飞行器机身和尾翼的设计要点。通过以上分析为基于盒式翼的地效飞行器气动布局概念设计提供了设计依据和参考。