旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理

针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速（PIV）试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明：旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。     

窄条翼布局导弹摇滚特性及流动机理

钝头体窄条翼布局导弹在大攻角下拥有极为优异的纵向气动特性,但横向容易失稳,做快速机动时容易诱发非指令的横向不稳定运动。通过开展高速风洞自由摇滚试验和数值模拟,研究了窄条翼导弹自由摇滚特性和流动机理,试验与计算吻合较好。研究发现:较大迎角时,窄条翼面积中心距离尾舵前缘根部5~6倍直径时,模型会进入极限环摇滚,窄条翼位置对模型稳定性有显著的影响,去掉窄条翼或尾舵时,模型均不会进入摇滚;模型空间流场特性表明,气流经过窄条翼时形成的片涡,对背风舵产生强烈的干扰,抑制了尾舵涡的形成和发展,使背风舵动态失稳,导致模型进入极限环摇滚。     

基于0.6 m量级三声速风洞的压敏漆试验技术

基于0.6 m暂冲式三声速风洞,建立了压敏漆测压系统,解决了各分系统的同步控制问题。研究了涂料喷涂影响、图像滤波和系统测量稳定性及精准度等技术细节,并将该系统首次应用于未来大型客机减阻与激波控制的机翼表面压力测量中,获得了基本外形和鼓包外形机翼表面的压力分布、激波位置及形态。检验了设计鼓包在设计状态和稍偏离设计状态下的激波控制效果及其对上翼面压力分布和升力特性的影响。研究结果表明：涂料喷涂质量不佳造成的表面粗糙度和厚度变化会显著影响压力分布,喷涂质量需严格控制。窗口直径8像素迭代3次的高斯滤波对压力波动的平滑效果较好且不会失真。建立的压敏漆系统与压力传感器的压力系数测量均方根偏差在0.022以内,压力均方根偏差小于620 Pa,测量精准度较高。设计鼓包在设计状态及稍偏离设计状态下,均能够有效减弱激波强度,保证机翼升力变化很小,从而提高机翼的升阻比。     

飞行器操纵面嗡鸣风洞试验技术综述

操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准确预测嗡鸣的计算方法,通常采用风洞试验来获取相关数据。操纵面嗡鸣风洞试验可以利用风洞再现嗡鸣现象,研究嗡鸣特性,是飞行器研制阶段检验操纵面防嗡鸣设计最行之有效的手段。本文回顾了国内外操纵面嗡鸣风洞试验研究现状,梳理了操纵面嗡鸣的发生机理、触发条件及分型依据,对操纵面嗡鸣试验风洞选取、模型设计、试验方法提供了建议,对颤振试验中可能出现的嗡鸣问题提供了判别方法,对后续的工作进行了展望。     

基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估

进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性,本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理;随着马赫数从0.2增加到0.6,周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右,径向总压畸变指数最大不超过0.055,马赫数越大,总压畸变越剧烈,周向总压畸变占据主导;出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85;相比数值计算、总压耙测量,五孔探针测得结果更加全面、合理。     

涡轮盘腔燃气入侵及间隙剪切涡特性分析

为揭示转-静相互作用下的非定常燃气入侵机理及轮缘大尺度涡结构的产生机制，对带有轴向封严结构的1.5级高压涡轮装置进行三维非定常数值模拟，结合实验结果和盘腔内的经典流动理论对数值方法进行了验证。研究结果表明：转子前缘压力势场是造成旋转燃气入侵的主导因素。轮缘间隙内的间隙剪切涡是构成轮缘三维非定常流动的主要原因，其强度受到入侵燃气和出流冷气的径向速度、切向速度梯度以及上游边界层共同影响；间隙剪切涡周向方向的旋转有利于加快入侵燃气从动盘侧迁移至静盘侧，缩小动、静盘封严效率差异，当封严流量从0.5%降低到0.25%时，盘腔出口动静盘侧封严效率差值增大175%；间隙剪切涡与旋转泵效应的相互作用对于主流高温燃气在径向方向入侵盘腔具有抑制作用；由燃气入侵机制和间隙涡特性可以得出：文中盘腔出口设置在更靠近转子前缘位置对于提升轮缘密封性能具有正向意义。     

2.4m跨声速风洞流场预测自抗扰控制

针对2.4 m跨声速风洞总压和马赫数控制具有强耦合、时滞、系统参数摄动和外界干扰不确定性等特点，设计了预测自抗扰控制。采用自抗扰控制（ADRC），将总压和马赫数两个通道之间的耦合、流场建模误差、系统的参数摄动和外界干扰等视为总干扰，通过扩张状态观测器（ESO）将总干扰估算出来并进行前馈补偿，一方面可以实现总压和马赫数的解耦控制，另一方面提高了流场的抗干扰能力。同时使用Smith预估器得到系统无时延输出并将其反馈至扩张状态观测器，加快其收敛速度，从而提高控制系统的性能。仿真结果表明，该控制器能够很好地实现总压和马赫数的解耦，并且具有良好的动态特性、抗干扰能力和鲁棒性。     

超声速风洞模型冲击载荷抑制装置设计

为降低暂冲式超声速风洞起动/关车过程中冲击载荷对试验模型和测量天平带来的风险，设计了一套冲击载荷抑制装置。装置由上下作动机构和平板等结构件组成，通过有限元方法对四连杆作动机构进行了受力分析，验证了结构的强度和刚度可靠性。开发了伺服控制系统及软件，结合结构动力学分析确定了控制系统参数，设计了与风洞试验过程兼容的抑制装置工作流程，定制了可视化软件界面。从结构稳定性和抑制效果两个方面对装置进行了试验验证，结果表明该装置对法向力和俯仰力矩受到的冲击载荷抑制效果较好，降幅分别可达78%和77%。     

温敏漆校准及图像后处理方法研究

涂料校准误差是温敏漆实验技术中的重要误差源。针对国产615/EP配方温敏漆实施校准实验，系统研究了校准过程中涉及的CCD曝光时间，图像平均幅数，噪点的强度、体积和数量，图像清晰度和模数转换位数等技术参数对校准精准度的影响。研究结果表明:噪点的强度、体积和数量对涂料校准精准度影响很大。在噪点数量少、强度弱的取图区域中，图像清晰度对校准精准度影响很小，单幅图像即可保证校准精准度的要求。为了获得较高的校准精准度，对于滨松ORCA-R2型CCD相机，建议采集图像灰度值大于相机满井值的32%，同时要求温敏漆风洞实验与校准实验中采集图像的位数保持一致。     

溅射-电镀微成型制造柔性热膜传感器阵列

为了实现流场壁面剪应力等动态定点分布测量,提出了一种新的柔性热膜传感器阵列结构,并介绍了其制作工艺.旋涂并升温固化制备聚酰亚胺柔性薄膜衬底,在衬底上溅射沉积金属镍膜,并用剥离工艺成型热敏电阻元件阵列及其引线区底膜.然后在引线区底膜上电镀沉积铜膜,再剥离成型铜引线.通过电镀可以经济快速地获得较厚的引线铜膜,使得引线电阻远...