结冰风洞过冷大水滴结冰条件模拟能力综述

结冰风洞是进行飞行器等结冰现象及防/除冰装置研究的重要地面模拟设备。随着过冷大水滴结冰现象对飞行性能及防除冰装置设计影响的重要性日益显现,以及过冷大水滴结冰条件适航标准的提出,亟需在结冰风洞中发展SLD结冰条件的模拟能力。本文分析了CFR14-25部附录O中所确定的SLD结冰条件及其对结冰风洞的相关模拟能力所提出的要求;介绍了目前国外几座具有典型代表意义的结冰风洞及气动中心的结冰风洞在发展SLD结冰条件模拟能力方面所取得的成果及所面临的问题。本文认为过冷大水滴的产生及其与云雾颗粒在风洞内的湍流混合、超大尺度的水滴在气流中的过冷以及宽滴谱范围的颗粒度分布测量等问题,是在发展SLD结冰条件模拟能力方面所面临的关键技术问题,提出了中国空气动力研究与发展中心在发展结冰风洞SLD模拟能力方面所采取的技术路线及关键技术解决方法。     

锯齿状桨尖旋翼悬停气动特性试验研究

从仿生学角度出发，结合旋翼空气动力学特点，设计了一种全新的具有后缘锯齿桨尖的模型旋翼。定性分析了锯齿桨尖的桨尖涡，以及对旋翼气动性能、振动特性、气动噪声的影响。在旋臂机上分别对矩形、尖削、后缘锯齿桨尖的模型旋翼进行了悬停气动特性试验。试验结果表明，锯齿桨尖旋翼的悬停效率有显著提高，振动及噪声水平比另两种旋翼有明显降低。试验验证了分割离散桨尖涡思想的正确性和可行性。进一步的试验研究正在开展中。     

多孔Si3 N4 表面Al-Y-Si-O-N 陶瓷涂层的制备和表征

采用溶胶-凝胶法,利用Al2O3-Y2O3-SiO2溶胶中氧化物与基体中的Si3N4颗粒反应制备一层致密A1-Y-Si-O-N陶瓷涂层.主要研究了烧结温度对陶瓷涂层的组织和性能的影响,利用XRD和EDS分析涂层的相组成和微区元素组成,通过SEM观察涂层的微观形貌.结果显示:在1 400℃烧结时,能够制备出较为致密的陶瓷涂层,涂层由β -siMon,Si2ON,SiO2和非晶相组成;与基体相比,试样的吸水率下降了32.8％～90％,强度提高了2.1％～25.9％.     

基于有限元法的风洞结构故障诊断

针对2.4m风洞第一扩散段在运行过程中出现的裂纹现象,应用振动测试技术和有限元分析方法,进行了不同工况条件下振动测量和脉动压力测量,获得了结构在气流脉动压力作用下的主要振动频率范围。通过与有限元分析结果验证对比,诊断出了第一扩散段产生裂纹的原因在于内壳体裂纹板与气流长期耦合振动,结构疲劳从而导致出现裂纹。最后在此基础上提出了合理的整改方案,对结构进行了动力学修改。结果表明：结合振动测试,基于有限元法对风洞结构进行故障诊断是一种行之有效的方法。     

原理性电控旋翼系统试验研究

电控旋翼是于本世纪初提出的一种新概念旋翼系统。本文首次开展了电控旋翼的试验研究。首先自行研制了一套用于试验的原理性电控旋翼系统。以此为基础,进行了悬停和前飞状态下的电控旋翼襟翼总距和周期变距操纵试验。试验结果表明,电控旋翼的襟翼总距和周期变距操纵效果与常规旋翼类似,电控旋翼完全可以取代传统的自动倾斜器操纵系统实现旋翼操纵。理论与试验结果的对比则相互印证了正确性。     

TA7钛合金高温流变行为研究

通过热压缩试验研究了TA7钛合金在变形温度850~1000℃、应变速率0.001~0.1s-1条件下的流变应力变化规律,计算并建立了描述TA7钛合金高温变形特性的本构方程。结果表明:变形温度和应变速率对TA7钛合金流变应力影响显著,随变形温度升高和变形速率的降低,相同变形程度下合金的流变应力显著降低,并且在较低的应变下合金即可达到稳态流变状态。     

空间激光通信现状、发展趋势及关键技术分析

针对目前空间激光通信的背景需求,介绍了国内外星、空、地、海等平台间的空间激光通信研究与试验现状。通过对空间激光通信现状的分析,并结合科研实践,归纳出空间激光通信的高速率、网络化、多用途、一体化、多谱段5个未来发展趋势。在此基础上,从空间激光通信系统的光学结构、通信收发以及环境影响等方面,着重分析了高质量光学系统设计、高精度捕获对准跟踪、大气信道影响补偿、高速率高功率发射、高灵敏度低误码探测、一对多通信网络、平台振动与姿态补偿、器件部件空间适应性8项关键技术,并提出相关技术的解决方法和途径,进而给出须进一步深入研究的方向,展示了空间激光通信良好的应用前景。     

最小操纵速度过大对运输类飞机起飞的影响

为了保证运输类飞机的飞行安全,研究了最小操纵速度过大对运输类飞机起飞的影响。建立了起飞场长数学模型,分析了在同一决策速度下加速-停止距离随起飞重量的变化趋势;总结了最小操纵速度过大时的起飞安全措施。研究表明,如果最小操纵速度过大,不仅存在起飞过程中由发动机故障停车引起的偏出跑道及离地后航向姿态不易保持、起飞距离增长、起飞速度安全余量过小等问题,而且会导致出现小起飞重量时决策速度受限、没有平衡场长、加速-停止距离不随起飞重量减小而减小的反规律趋势。     

单固支带阻力元片式铰链力矩天平研制

受大展弦比试验模型和天平结构条件限制,在高速风洞中采用传统结构的片式铰链力矩天平难以实现对操纵舵气动力的精确测量,其主要原因是传统片式铰链力矩天平无阻力测量单元,无法测量阻力,使得阻力对铰链力矩测量的干扰无法修正,同时传统结构的片式铰链力矩天平在试验中受机翼变形影响较大,影响试验数据精准度。针对这一问题,在中国空气动力研究与发展中心高速所开展了单固支带阻力元片式铰链力矩天平结构设计研究,并成功应用于某飞机模型舵面铰链力矩测力试验。校准数据以及试验结果表明,该天平能够有效测量阻力,基本消除了机翼变形对测量的影响,同时还可以减小附加力矩,增加天平载荷匹配性,有效提高试验数据质量。     

一种用于采样返回的两舱段联合供电技术研究

针对采样返回深空探测任务供电需求复杂、质量约束严酷的特点,文章提出了一种两舱段复用蓄电池组和放电调节器模块的联合供电技术,建立了两舱段联合供电工程仿真模型。对典型联合供电工况进行了仿真分析,并搭建了试验平台开展试验验证,试验数据与仿真结果具有较好的一致性,验证了设计方案的可行性,可为后续多舱段组合航天器联合供电系统方案设计提供参考。