矩形转圆形进气道马赫5正8°攻角启动性能分析

在马赫5、正8°攻角状态对收缩比为6.9的带楔形前体的矩形转圆形内收缩进气道进行了风洞试验和数值模拟,研究了该进气道无放气及有放气时在风洞中的启动特性。结果表明,无放气状态该进气道在风洞中并不能顺利启动,不启动状态进气道顶板上存在较大分离区,分离激波被推出内压缩段,此时总压恢复仅为0.378,增压比为54.1,出口马赫数为1.48。通过在内压段的顶板上激波附面层相互作用区域放气后,该进气道可在风洞中正常启动。启动后总压恢复为0.558,增压比减小至44.9,出口马赫数为1.84,放气量约为唇口封闭处截面流量的1.2%。以上研究表明,放气可有效改善内收缩进气道的启动性能,启动后放气量较小,总体性能较优。     

一体化乘波进气道改进设计和流动特征分析

为提高一体化乘波进气道的性能,通过采用壁面马赫数反正切分布内收缩基准流场和改进密切轴对称过程中的控制型线实现了对一体化乘波进气道的改进设计。通过数值仿真分析了该构型设计与非设计状态下的性能和流动特征。结果表明:设计状态下,该构型性能优良,具有前体/进气道一体化设计的特点,压缩面切除造成压缩面边界层内存在横向流动。不同攻角来流状态下,前缘弯曲激波的形状变化较小,有助于提高进气道非设计工况下的性能。侧滑来流状态下,内压缩段的流动不均匀,该构型的性能随侧滑角的变化是非线性的,内压缩段背风侧会出现低压区,诱导出流向涡,当截面内的气流流向低压区时,内压缩段内会形成双涡结构,当气流流出低压区时,第二个涡会被耗散掉,形成单涡结构。      

薄壁异形树脂基复合材料近净尺寸成型研究

通过对成型工艺选择、模具结构设计及工艺参数的研究,探索了薄壁异形树脂基复合材料近净尺寸成型。研究结果表明,注料式模压克服了传统模压成型装料腔狭窄不易装料的问题,实现了薄壁异形树脂基复合材料的近净尺寸成型,极大地提高了材料利用率、降低了加工难度、缩短了成型周期。     

后机身收缩方式对通航飞机气动特性的影响研究

通航飞机是民用飞机的重要组成部分,其外形特征对气动阻力具有不可忽视的影响。采用基于N-S方程的数值模拟方法,分析典型通航飞机阻力极曲线的桶形特征以及机身上表面轮廓线曲率对阻力的影响;研究机身上表面、下表面和侧面3种收缩方式下,通航飞机气动特性的差异,并对基础外形和改进外形气动特性进行对比。结果表明：收缩率增大时,对于下表面和侧面收缩,其压差阻力和摩擦阻力均减小;而上表面收缩时,压差阻力增大;合适的机身收缩,可使机身压差阻力减小29.76%,全机最大升阻比增大6.34%。合理的收缩方式不仅能提高升阻比,还能够改善纵向静稳定性。     

XTER内收缩组合进气道设计理念及气动特性

组合循环发动机的进气道特性是决定整体方案可行性的关键因素之一。本文针对XTER(Xiamen Turbine Ejector Ramjet)组合动力总体需求，详细梳理了XTER内收缩组合进气道的设计理念及设计要素，在此基础上重点分析了该组合进气道的流动结构及特性规律。结果表明，XTER组合进气道各设计要素及设计约束相互耦合，分流调节机构是组合进气道设计的核心，其设计难度高且使设计要素的相互制约问题更为突出。在全速域马赫数0～6范围内，XTER内收缩组合进气道的流动结构差异显著，但总流量系数均维持在0.75以上，有效保障了组合发动机的流量捕获，且分流调节机构能够实现模态转换过程中流量的平稳过渡。在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中，引射亚燃通道及超燃通道总压恢复均稳定上升，在模态转换完成时总压恢复均接近或超过0.85。在区间马赫数3～4.5的引射亚燃-超燃模态转换过程中，进气道总流量系数由0.81提升至0.90，引射亚燃通道在前62.5%的进程中保持较高的总压恢复性能，表明该通道在前半程的模态转换过程中仍具有较强的工作能力。综合来看，XTER内收缩组合进气道的气动特性能够满足动力方...     

星载高精度反射面模具型面补偿设计方法

为满足高通量卫星对反射面高精度型面和低成本要求，从碳纤维蜂窝夹层结构反射面在固化成型过程中的固化收缩变形角度出发，根据模具型面补偿原理，提出了反射面模具型面补偿设计方法，并基于六面体单元有限元模型和三维正交各项异性材料属性及三点边界约束方法进行了试验验证。试验结果表明，通过型面补偿后的铸铁模具加工得到的两米口径反射面型面精度达到0.096mm均方根（root mean square,RMS），为模具型面补偿和高精度反射面提供了参考。