特殊布局高亚声速层流无人验证机基本翼气动力协调设计

高亚声速层流无人验证机首创性地采用内侧等直试验段与外侧后掠基本翼相结合的特殊气动布局形式,基本翼与试验段在整体飞行特性层面的协调匹配及基本翼自身的高低速特性协调匹配是气动力设计的出发点。根据典型飞行试验任务对高速巡航效率和低速失速特性的设计需求,针对性剖析了高低速气动特性的主控因素与设计原理。结合全速势-附面层修正方法设计、数值模拟校核的思路开展了兼顾巡航点激波/环量特性及低速分离顺序的基本翼气动力协调设计研究,形成了工程适用的设计方案。数值模拟和风洞试验综合评估结果表明：设计方案实现了大尺寸翼吊短舱影响下的巡航点无激波压力分布稳健性设计,在高亚声速验证工况气动特性良好的前提下,有效保证了低速临界迎角状态翼面分离梯次合理、升力/力矩可用,实现了基本翼与飞行试验验证需求及高低速气动特性的双重协调匹配。     

大型构件伸展与锁(压)紧释放技术

介绍了大型构件伸展与锁（压）紧释放机构的国内外发展概况及主要分类形式。从动力源的选择和力（矩）裕度分析、传动副的选择与润滑、间隙非线性关节的建模与分析、改善结构的阻尼特性四个方面论述了伸展机构的关键技术。讨论了支撑与紧固点的选择、压紧点的选择、锁（压）紧与释放形式的选择和实现、锁（压）紧预载设计及加载和测量方法等四项锁紧释放机构的关键技术,展望了伸展与锁紧释放机构的前景。     

无毒推进剂泵压式变推力发动机工作过程仿真

根据无毒推进剂泵压式变推力发动机系统方案,建立了组件数学模型,在此基础上进行了工作过程仿真计算,并对主要影响因素进行了分析。结果表明：发动机各组件能协调工作,但起动加速较慢,发动机变推力时阶跃响应较长;起动箱气腔容积越大,起动越快。     

高精度电容式微振动传感器的设计与实现

提出一种用于微振动测量且可抗大冲击高过载的高精度振动传感器,其差分敏感电容由金属簧片和上下两块陶瓷极板组成,敏感质量块直接由金属簧片的外环区域构成。金属簧片的弹性悬臂采用新型的弧形设计,以提高灵敏度。敏感质量块上设计有多列交错均布的阻尼孔,以获得良好的频响特性。给出适合于该类型高精度传感器设计的参数计算模型和符合型号需求的设计参数。提出的设计方法可推广至各类电容式传感器和MEMS器件的优化设计。     

助烧剂对无压烧结Si3N4力学性能的影响

研究了三种助烧剂MgO、Al2O3+AlN和Y2O3+AlN对1800℃×3h工艺下无压烧结Si3N4力学性能的影响情况。发现材料力学性能主要决定于助烧剂的种类,其次取决于含量。其Y2O3+AlN虽使最终生成的β-Si3N4长径比较小,线度尺寸最短,但最利于致密化,因而使材料力学性能最佳,添加量(质量分数)为12%Y2O3+6%AlN时,陶瓷的抗弯强度、断裂韧性和维氏硬度分别达到431.6MPa、5.10MPa*m1/2和14.52GPa。     

固体火箭发动机药柱不可压和近似不可压三维分析

基于不可压和近似不可压粘弹性有限元法,对固体火箭发动机药柱进行了三维分析。首先从Herrm ann泛函出发并结合对应原理,导出了适用于不可压和近似不可压粘弹性材料的本构关系,然后根据虚功原理,建立了三维问题的粘弹性增量有限元列式,最后对弹性约束的圆柱形中孔药柱进行了不可压和近似不可压分析。结果表明,该方法可用于泊松比接近甚至等于0.5的粘弹性问题计算,尤其适用于固体推进剂药柱的结构分析。     

固体发动机复合材料壳体变形分析

用正交异性薄壳理论分析了复合材料壳体的变形,得到了内压作用下圆筒和封头的应变和位移表达式。结果表明,最大工作压强下圆筒的环向应变只与壳体的安全系数及材料的弹性常数有关,与最大工作压强无关。算例表明,计算值与测试结果吻合良好。     

旋转爆震发动机喷管非定常流动特性的数值模拟研究

为分析旋转爆震喷管内非定常流动特性,基于特征线方法和旋转爆震燃烧室出口时均参数设计了一种塞式喷管模型,通过改变塞锥式喷管的进出口压比π(π=15,30,45),分析了喷管内非定常流场结构与喷管工作性能之间的相互关系,并探究了喷管进出口压比变化对喷管工作性能的影响.研究结果表明:旋转爆震燃烧室下游斜激波进入喷管后,在喷管...     

复合固体推进剂燃速标准物质均匀性研究

采用声发射燃速测试方法研究了复合固体推进剂方坯燃速的均匀性。叙述了这种复合体系固有的非均匀特征,用改进工艺解决了这个问题,研制出了均匀性合格的复合固体推进剂燃速标准物质。     

微型飞行器研究用极低速风洞的特点

用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到.因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题.在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为φ100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞.其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速.给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据.