滚转振荡指标在再入无人飞行器上的应用研究

深入研究了飞行品质规范中滚转振荡指标的物理意义,探讨了以侧滑相位描述滚转振荡指标的机理,分析了影响滚转振荡指标边界的三个因素。针对再入无人飞行器各飞行阶段,分析了滚转振荡指标的适用性。最后,基于方向舵交叉控制可以减小滚转速率振荡幅值比的控制策略,针对再入无人飞行器对滚转振荡指标的边界进行了初步拓展,为再入无人飞行器飞行品质指标的制定提供了一种思路。     

丙二醇改性水溶液的发汗冷却实验研究

针对液态水相变发汗冷却实验中的振荡、表面温度分布不均及结冰现象,对液体冷却剂进行调研,选取丙二醇添加剂对液态水改性,在主流温度573K,雷诺数1.2×10⁴的亚声速高温风洞中实验研究了不同丙二醇改性水溶液浓度和注入率下多孔平板的相变发汗冷却特性。结果表明：随丙二醇浓度增大,多孔平板对改性水溶液的渗透率增大,多孔平板表面温度的振荡幅度减小,同时振荡周期内温度波峰降低。因此,使用丙二醇改性水溶液作为冷却剂,发汗冷却结构表面温度分布更加均匀,热疲劳损伤减小,承温极限升高,进而烧蚀风险降低,这对有效且高效的热防护系统设计具有重要意义。另外,注入率越大平板表面冷却效果越好,表面温度的振荡幅度越小,因此增大注入率也是改善多孔板表面温度波动的有效方式。     

过膨胀状态下单边膨胀喷管内壁面压力非定常特性试验研究

为获得单边膨胀喷管(SERN)过膨胀状态下壁面压力非定常特性,在喷管落压比(NPR)为7.54和9.98两种状态下,采用动态压力传感器对SERN壁面压力进行试验测量,并结合聚焦纹影观测流场。结果表明:在两种落压比条件下,喷管下壁面分离模态均为自由激波分离(FSS);NPR=7.54条件下,喷管上壁面分离模态为受限激波分离(RSS);而在NPR=9.98条件下,喷管上壁面分离剪切层间歇性地撞击喷管壁面,导致喷管出口附近壁面压力间歇性的高于环境压力,流动分离模态为部分受限激波分离(pRSS)。不同分离模态下,上游未受扰动区域壁面压力脉动主频均接近于6kHz,喷管内流动分离点呈现宽低频振荡特性。RSS模态下,分离点附近壁面压力脉动具有相对独立主频,而在FSS和pRSS模态下无明显独立主频。     

分布式非预混火焰传递函数的实验研究

非预混燃烧是动力设备和推进系统中常见的燃烧组织形式。为了理解非预混火焰的动力学特性、预测和控制其振荡燃烧现象,有必要获得其火焰传递函数。本文通过实验测量对分布式非预混火焰的传递函数进行了研究,实验对象为甲烷空气同心射流火焰。实验中使用双麦克风技术测量燃烧室出口速度脉动,作为传递函数的输入量;使用CH基自发荧光测量燃烧过程的放热率脉动,作为传递函数的输出量。搭建了卡塞格林光学测量系统,以提升放热率测量的空间分辨率,实现单点测量,进而得到一维分布式火焰传递函数。结果表明,在频域内,实验中测得的传递函数的幅值沿火焰轴向存在两个峰值,在幅值的峰谷处相位角有180°翻转,这是热斑以对流速度向下游传播,跨越火焰面时所造成的。     

空气节流对乙烯燃料超燃冲压发动机流场结构影响研究

空气节流可以有效地实现超燃冲压发动机燃烧室燃料的稳定燃烧,采用非定常数值模拟和地面试验研究了空气节流作用下乙烯燃料超燃冲压发动机的流场特性。结果表明:在燃烧室入口马赫数2、静温530K,静压0.1MPa,845mm处节流条件下,冷流流场达到稳定所需时间较短,约为2ms;在空气节流开始后的6ms注入燃料实现发动机的起动点火是合适的;28ms后燃烧流场稳定,流场呈现短周期的小幅振荡,周期约为0.86ms,振荡对流场的影响很小;壁面压力数据的数值模拟结果与试验结果匹配良好,数值模拟更加全面地给出了流场结构信息。     

乙烯燃料超燃冲压发动机流场振荡及其控制研究

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内的流场振荡原因与抑制振荡的方法,采用非定常数值模拟研究了乙烯燃料超燃冲压发动机的流场振荡现象。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温530K,静压0.1MPa的入流条件下,冷流流场存在振荡现象,主要是由于凹槽内低速流体与主流高速流体形成的剪切层周期性的振荡,流场振荡周期为13.6ms,振荡频率为73.5Hz;K1或K2油位注油当量比0.1,均可以有效地抑制流场的振荡,流场达到稳定所需时间分别为8ms和30ms;K3油位注油当量比0.1或0.2均不能抑制流场的振荡,但使振荡周期由15.13ms转为5.7ms,振荡频率由66.1Hz转变为175.3Hz;五点注油有效地提高了发动机的推力性能。     

潜入喷管背部容腔对点火初期压强振荡影响的数值研究

为深入了解点火初期药柱表面的压强振荡情况,采用计算流体力学软件FLUENT对固体火箭发动机喷管堵盖打开前的点火增压过程进行了轴对称数值计算,探讨了潜入喷管背部容腔对压强振荡的影响.计算结果表明,发动机头部和背部容腔内压强振荡最为剧烈,压强峰值和升压梯度峰值随容腔体积的增加而递减.结论可为药柱裂纹的扩展研究及固体火箭发动...     

工作压强对战术固体火箭发动机比冲的影响分析

从固体发动机的特征速度、推力系数、燃烧室冲量系数和喷管冲量系数等因素出发，分析了发动机工作压强对战术固体火箭发动机比冲的影响。在此基础上验证性地给出了两台发动机的实例比较，最后提出了相关的设计原则与建议，可供工程设计参考。     

飞机-驾驶员耦合问题的模拟试验研究

简述飞机-驾驶员耦合(APC)问题的性质和特点，介绍当前这个问题的地面和空中飞行模拟试验研究方法和结果，并提出进一步研究的设想和建议。     

氢涡轮流体激振特性分析

利用振荡流体力学理论和参数多项式方式，分析了液体火箭发动机氢涡轮内多级叶排的振荡流传播特性。研究了不同频率下振荡扰动在多级涡轮中的传播特性。研究发现，当扰动发生在进口时振荡流可以迅速衰减，除非是非常高的频率如50000Hz。然而当扰动发生在出口时，如果扰动频率很低则会诱发较高的振幅，但是高频段比较安全。还研究了流动参数对振荡流传播特性的影响。