固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

磷阻碍氧沿晶侵入改善GH761合金持久性能的作用

在GH761合金中添加0.023%的磷,使合金在650℃,637 MPa条件下的持久寿命明显延长。采用金相显微镜、扫描电镜及能谱分析等手段,分析了磷阻碍氧沿晶侵入改善持久性能的机理,结果是:持久试样的沿晶开裂是由氧化引起的,晶界氧化物中磷含量极低;磷在晶界上偏聚,可以阻碍环境氧的沿晶扩散,抑制表面裂纹的萌生和扩展,从而提高了合金的持久寿命。     

基于回流多风扇主动控制引导风洞的风场模拟试验

为了深入开展复杂建筑物及输配电线路的台风风荷载研究,提升复杂建筑物及输配电线路抗台风灾害的能力,拟研制一种回流多风扇主动控制风洞。为了突破回流多风扇主动控制风洞结构设计的关键技术,验证全尺寸风洞能否达到预期指标,研制了回流单动力段主动控制引导风洞。文中主要介绍了该引导风洞的结构设计和主动来流(均匀流场和湍流流场)模拟试验。试验结果表明:该引导风洞的最大风速达到18.2 m/s;正弦脉动流场风速为15.1 m/s(平均速度)±3.8 m/s(振幅)时,最大频率为7 Hz;正弦脉动风场模拟相似度高达94.3%。     

无人机空中加油自主会合的制导与控制

针对无人机空中加油的自主会合问题,进行了相应制导律和非线性控制器的设计。通过改进的带角度约束的三维比例制导律实现对航向角的控制,以协调转弯的方式将航迹角指令转化为姿态角指令。基于无人机六自由度的动力学模型,针对无人机的姿态控制,采用时标分离的方法设计了慢子系统和快子系统,并对这两个子系统分别进行动态逆控制设计。同时,基于滑模控制的方法设计了满足自主会合要求的速度控制律。在保证无人机飞行稳定的基础上,实现了对控制和制导指令的精确跟踪。仿真结果表明,所设计的制导律和控制律能够实现无人机空中加油的自主会合,具有良好的动态特性。     

旋转整流罩积冰生长与脱落过程的实验

采用冰风洞模拟实验的方法对旋转整流罩表面的积冰过程进行了研究.积冰实验装置的主体部分位于冰风洞实验段内,驱动部分在外部,采用皮带传动.通过实验得到了旋转整流罩在典型结冰条件下的积冰生长特性:开始阶段积冰生长比较缓慢,沿旋转整流罩表面分布均匀,主要为透明的明冰;然后在明冰表面出现分布不连续的白色霜冰,其形状类似"羽毛"状,生长速度较快,最终旋转整流罩表面的"羽毛"状霜冰还发生了脱落现象.     

自由飞行下基于冲突区域的最小安全间距研究

自由飞行是解决空域拥挤、节省飞行时间的有效方式,为保障飞行安全,对自由飞行下的最小安全间距进行研究.针对自由飞行空域中处于不同高度且有垂直运动的航空器,构建了一种圆柱形的冲突区域,从而建立了基于冲突区域的碰撞风险模型.对于给定的安全目标水平,利用爬山法对最小安全间距进行求解.算例验证了模型的可行性.     

直升机涡轴发动机发展趋势

法国透博梅卡公司早在1950年就研制出首台直升机用阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机。此后,涡轴发动机技术迅速发展,在直升机上得到广泛应用,基本取代了活塞发动机,并且每隔10年左右就出现一代新产品。     

基于孔径变化的气膜冷却孔的优化设计

采用Spalart-Allmaras"一方程"湍流模型对前缘上游不同孔径的涡轮叶栅通道的温度场进行了数值模拟,并对结果进行了数值分析,得到了比流量、气膜冷却效率随孔径变化的函数,最后以此对气膜冷却孔进行了优化设计,从而对气膜冷却孔的设计提供了新的思路,为工程设计提供了有价值的参考.     

涵道尾桨气动特性及翼型CFD分析

以Jameson/TVD混合格式对低速时的OAF和NACA63a312翼型的升阻特性进行了计算。该方法的特点是采用有限体积法进行离散,并用龙格-库塔时间推进法进行求解。通过将计算的结果与NASA公布的试验曲线进行对比,验证了该混合格式用于旋翼气动力计算的可行性。为了进一步研究旋翼的拉力和功率,本文建立了以微圆环动量理论和叶素理论为基础的计算模型,并用该模型计算了涵道尾桨在不同条件下的拉力和功率情况,计算的结果具有一定的代表性。      

扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究

扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明：扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷...