碳基材料氧化烧蚀的双平台理论和反应控制机理

针对高超声速飞行器所到达的表面温度和压力范围,就碳基材料在氧化速率控制区、过渡区、扩散控制区的烧蚀特性开展了深入研究。发现CO2在烧蚀过程中扮演重要角色,是不能忽略的。无因次质量烧蚀率随温度变化的曲线应该存在两个平台,且都属于扩散控制区,而不是此前普遍认为的只有一个平台。从理论上阐明了双平台产生的机理,发现第一平台是由于生成CO2将氧消耗完产生的,另一个平台是生成CO引起的。文献中所谓的"快反应"和"慢反应"之说反映问题是不全面的,它们只是我们给出的新模型的两种极端情况,用一个统一的模型就可以将它们连接起来,而且随着温度的升高,会从所谓的"快反应"经过第一平台自动过渡到"慢反应"。双平台理论澄清了此前的一些争议,并且得到了试验证实,为准确预估烧蚀量奠定了基础。     

疏水涂层表面防冰效果的结冰风洞实验研究

采用结冰风洞实验的研究方法,对不同疏水涂层表面的防冰效果进行了研究,建立了综合考虑结冰外形、结冰速率和结冰强度等量化参数的防冰效果评估方法。实验研究表明,硅橡胶的防冰效果并不明显,但添加16烷的硅橡胶却显示出了更好的防冰效果,因此,在高分子涂层中添加小分子材料是一种值得探索的防冰涂层研究方向。疏水涂层只能降低结冰速率,无法完全杜绝材料表面的结冰现象,需要对涂层配方及其防冰机理进行更深入的研究,才能获得更好的防冰效果。研究结果对于防冰理论和技术的发展具有现实的意义。     

基于连续伴随方法的高超声速飞行器高精度气动优化

高精度气动优化是改善高超声速飞行器气动性能的必要途径。基于Navier-Stokes方程推导了连续伴随方程以及与气动力目标函数对应的边界条件和壁面灵敏度公式,考虑了层流输运系数变分对伴随方程的贡献,采用基于二阶熵修正Roe格式的伴随对流项离散形式,构造了适用于高超声速流动的连续伴随求解器;结合FFD （Free Form Deformation）参数化方法和SQP （Sequential Quadratic Programming）优化算法构建了高精度梯度优化框架;在高超声速来流条件下对二维翼型和Sanger飞行器机翼优化开展了验证和应用。结果显示,在高超声速流动条件下所采用的伴随对流项离散形式具有较好的鲁棒性和低耗散性;连续伴随求解器能够较好地给出气动力目标函数梯度;优化后Sanger机翼构型通过二次激波压缩实现了减阻增升,升阻比提高5.0%;验证了连续伴随优化作为高超声速飞行器高精度气动优化方法的可行性。     

含椭圆分层缝纫复合材料层板的局部屈曲研究

建立了分析含椭圆分层的缝纫增强复合材料层板压缩屈曲问题的三维模型.通过应用瑞利-里兹法研究了分层椭圆几何参数和缝线等效弹性系数对压缩屈曲载荷的影响.分析结果表明,缝纫对提高临界曲屈载荷的作用十分明显,随着缝线等效弹性系数的增大,临界曲屈载荷迅速提高;分层椭圆的长轴垂直于载荷方向时,临界曲屈载荷最小,并且随长轴的长度增大时,临界曲屈载荷减小并逐渐收敛.     

尾缘S3面积比梯度对涡轮后机匣的影响

针对整流叶栅与支板融合设计中难以采用三维叶片造型对二次流进行控制的情况,开展对涡轮后机匣内部整流叶栅尾缘S3面积比梯度的研究。以某15级涡轮为例,通过数值模拟的方法,对比三种设计的内部流场和气动性能,验证了降低尾缘S3面积比梯度控制角区二次流的方法。结果显示:尾缘S3面积比梯度从001降低到-005时,整流叶栅总压恢复系数从0979升高到0991,5%展高处S参数从0011降低到0005,吸力面和轮毂端壁处的回流区消失,角区分离得到有效控制;尾缘S3面积比梯度从-005降低到-010时,吸力面角区流动速度增加,5%展高处S参数不再变化、堵塞程度降低、轴向密流比(AVDR)升高、总压恢复系数升高。     

某型转台内框热力耦合分析

转台内框是决定转台测试精度的重要部件。本文采用有限元方法,计算了内框在同时受到负载热和重力耦合作用下的应力和变形。结果表明,内框在热力耦合的影响下产生的变形量,比单独受热和受力线性叠加后产生的形变量要大。热力耦合分析综合考虑了各误差源对转台精度的影响,可用于指导结构优化设计。     

类X-33运载器气动特性分析

开展升力体运载器的气动布局概念设计研究及气动操稳特性分析.利用二次曲线横截面、指数函数纵向控制线及模线设计方法,提出一种类X-33升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性、纵横向稳定性问题和操纵效率问题.研究表明,方案具备较高的高超声速配平升阻比,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案.     

高负荷跨音压气机转子的间隙效应

利用高频响动态压力传感器对一个具有2.2级压比的跨音压气机级(ATS-2)进行了转子叶尖间隙流场测试研究,获得了多个转速不同节流状态下的转子叶尖内壁面静压场.结果表明,100%转速时,除前缘贴体斜激波外,叶片通道内存在一道二次正激波,并在吸力面附近出现了一道较短的正激波.该波系随出口节流加深而向上游移动,并最终归并为前缘正激波,此时,级性能达到峰值效率.另外,比较了不同叶尖间隙机匣的总性能,结果表明,机匣结构和间隙的变化严重影响压气机级性能参数.     

一种基于太阳震荡时间延迟量测的自主天文导航方法

太阳震荡可以在短时间内引起太阳光强度和光谱线心波长的剧烈变化,通过探测太阳光强度和光谱线心波长并记录时间,可以获得直接接收的太阳光到达时间和经天体反射的太阳光到达时间之间的时间延迟,可以利用时间延迟作为量测量提供航天器的位置信息。提出了一种基于太阳震荡时间延迟量测的自主天文导航方法;建立了基于时间延迟的隐式量测模型,并应用了IUKF方法。仿真结果表明：本文所提出的导航方法,应用在转移轨道上的位置误差和速度误差分别约为3.55 km和0.077 m/s,环绕轨道分别为1.76 km和1.57 m/s。同时也研究了3种因素对导航性能的影响。     

鸟撞作用下的叶片丢失及包容数值模拟

利用MSC软件,建立了鸟撞航空发动机叶片转子级的有限元模型,采用流固耦合及接触算法,分析了鸟撞导致叶片破裂丢失以及机匣包容的过程,模拟了机匣结构特性差异及其影响.计算结果表明,质量(动能)较大的整片叶片丢失容易击穿机匣,并可能引起新的叶片丢失及包容性问题(二次损伤);而部分叶片断裂丢失的影响较小,一般不会击穿机匣,也难以引发二次损伤.整个过程复杂多变,运动、变形、破坏及能量交换等多因素并存.