压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计

针对高超声速内收缩进气道,以有旋特征线理论研究了一种型面压升规律可控的新型轴对称基准流场;结合流线追踪技术,以等压力梯度为例,探讨了一种圆形进口的内收缩进气道设计方法,并对三种不同压升规律的内收缩进气道性能进行了比较.结果表明,采用基准流场的内收缩进气道,能较好地保持基准流场的预定压升规律,从而拓宽了基准流场的选择范围...     

基于经验模态分解的航空器结构模态参数识别

介绍了一种基于经验模式分解（Empirical Mode Decomposition,EMD）与粒子群优化算法相结合的飞机结构模态参数辨识方法。一个复杂的脉冲响应信号利用EMD方法使得耦合在一起的多阶模态响应信号分解为与各单阶模态响应信号一一对应的分量,得到前几阶主要的内禀模式函数（Intrinsic Mode Function,IMF）,再对分解得到的每一单阶IMF利用粒子群算法辨识得到各阶模态参数。试验仿真结果表明该方法有较高的计算精度,可应用于结构运行模态分析,为飞机等结构设计、运行检测提供有力保障。     

基于加力内锥冷却的红外隐身技术研究

应用数值仿真方法计算多种冷却方式下的加力内锥流场和温度场,利用红外辐射特性计算软件分析加力内锥的红外辐射特性。研究结果表明：采用小孔与缝隙组合冷却的效果比单用小孔冷却或单用缝隙冷却的好,采用孔/缝组合冷却的加力内锥的红外辐射强度降低68.49%。     

介绍一种弯曲内力图的快速作法

本文通过介绍用弯矩M、剪力Q与载荷集度q间的微分关系作内力图的要点、步骤等内容,阐明了弯曲内力图的快速作法,指出了快速作图法不仅简单、准确、速度快,而且具有校核检验图形是否正确的作用.     

设计参数及附面层修正对“咽”式进气道性能的影响

为了研究不同的平面斜激波流场对流线追踪"咽"式进气道性能的影响规律,寻求性能最佳的进气道,对设计马赫数为7,具有不同三维基本流场的流线追踪"咽"式进气道进行了数值模拟。研究表明:选择8-7无粘流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)作为基本流场设计出的流线追踪进气道压缩性能、总压恢复性能及起动性能均能满足设计要求,并有较高的捕获流量;另外,通过对其进行附面层修正,设计状态下的各性能参数都较接近无粘设计参数,并且大幅度提高了进气道的流场均匀性。     

吸入式空冷汽轮发电机气体运动流场分析及应用

为了提高空冷汽轮发电机的冷却效果,改变原压入式空冷汽轮发电机通风方式,空气由定子风道和转子风道进口进入,由吸入式风扇排出,消除了原压入式汽轮发电机由于风扇进风而带来的风道进口温度升高以及转子风道的热风进入定子风道造成定子风道进风口温度增加,改善了冷却效果。采用模型试验和数值模拟方法对吸入式空冷汽轮发电机风道气体运动流场进行了分析,结果表明：吸入式空冷汽轮发电机转子风道进口风速一般为10.0~90.0m/s,和压入式空冷汽轮发电机转子风道进口风速基本相同;距汽端近1.0m范围内,定子风道风速一般为8.0~18.0m/s,距汽端1.5~3.0m范围内,定子风道中风速仅为3.0~5.0m/s,为了使定子得到均匀冷却,将前15个风道间距增加至80.0mm,后25个风道间距减小至45.0mm,可在总风道数目基本不变的情况下改善冷却效果。     

高信噪比、高分辨宽测绘带成像

针对传统高分辨和宽测绘带以及高信噪比和宽测绘带之间的矛盾,提出一种基于脉内扫描面阵合成孔径雷达(SAR)系统的二维空域联合处理算法实现高信噪比、高分辨宽测绘带成像。文中首先建立脉内扫描面阵SAR系统模型,该系统采用低脉冲重复频率(PRF)获得宽测绘带信息,同时利用脉内扫描方式获得高信噪比的回波信号。对于低PRF采样宽多普勒谱(对应方位高分辨)引起的多普勒模糊以及脉内扫描引起的距离模糊,提出一种二维空域联合处理算法解距离和多普勒模糊,并且详细地分析了地形高度变化对解模糊算法的影响。最后,通过仿真实验验证了本文算法的有效性。     

正弦波激励下刚性开孔结构内压响应特性实验

利用声音振动发生原理研制了专门用于内压机理研究的实验装置,对单一开孔的刚性结构在正弦波气压激励下的内压动力特性进行了多参数对比实验。实验研究结果表明：开孔结构在外部动压力作用下会发生腔体共振,随开孔面积增大,腔体共振频率增大阻尼比减小;随孔口深度及内部容积增大,腔体共振频率减小阻尼比增大;对于深宽比很小且开孔面积相同的孔口,孔口形状对腔体共振频率影响不大,对阻尼比有一定影响。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室 性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明：该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1／5,并使加力内锥壁温降低33．3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。     

大涵道比涡扇发动机分开式排气系统设计参数影响研究

为了分析外涵可用压比、内外涵出口面积以及核心外罩长度四个参数对大涵道比涡扇发动机分开式排气系统气动性能的影响,以该排气系统为原型采用数值模拟的方法对其性能进行研究。结果表明：存在一个最佳外涵可用压比使推力系数最大,但此时外涵处于欠膨胀状态,其设计规律与单喷管设计不同;存在一个使得推力系数最大的最佳喷管出口面积,此时喷管处于微弱的过膨胀状态,这主要与核心外罩／尾锥上的压强分布有关;核心外罩长度对排气系统性能存在一定程度的影响。