低雷诺数螺旋桨滑流对机翼气动特性的影响研究

深入研究低雷诺数滑流对机翼的影响,能够推进临近空间低速流动机理性研究,提供可靠的气动参数。参考某太阳能无人机,建立单螺旋桨计算模型,采用两叶螺旋桨,通过ICEM网格软件生成具有两个计算域的高质量结构网格,应用滑移网格边界条件,对模型进行数值模拟;分析低雷诺数螺旋桨滑流的发展和机翼在滑流作用下的非定常气动特性,研究不同螺旋桨位置对机翼气动特性的影响,计算结果表明螺旋桨滑流会很大程度地改变机翼表面压力分布和沿翼展的升力分布,对机翼升阻特性有显著影响,同时螺旋桨滑流可以抑制机翼表面层流分离泡的产生。     

不同边界层厚度下高马赫数进气道自起动过程研究

为了探寻入口边界层厚度变化对高马赫数进气道自起动性能的影响,对简化的二元高马赫数进气道的加速自起动过程进行数值仿真研究,分析了边界层厚度对自起动过程中流场波系结构变化和自起动性能的影响机制,获得了不同边界层厚度下的进气道自起动性能及主分离包高度的变化规律。结果表明:随着边界层相对厚度从0.05增加至0.3,进气道的自起动马赫数一开始保持不变,然后快速增大;相同主流条件下,不起动流场跨越主分离包无量纲压升和主分离包高度随边界层相对厚度的增大均变小;边界层动量损失厚度和跨越主分离包无量纲压升对进气道起动性能影响重大。     

航空复材构件R区相控阵超声检测研究进展

航空碳钎维增强树脂基复合材料(Carbon Fiber Reinforced Plastic,CFRP)构件通常具有几何形状复杂的R区结构,提高该区域缺陷检测质量对于保证航空构件的承载性能至关重要。本文结合声学建模及声传播规律仿真分析,确认了CFRP构件R区同时存在叠层、曲面及弹性各向异性3方面特点,导致超声波垂直入射难、声传播路径扭折、结构噪声强和声耦合效果差等问题。基于相控阵超声检测(Phased Array Ultrasonic Testing,PAUT)技术,针对R区尤其是变厚度、变曲率和变角度情况下缺陷检测难题,重点综述了换能器研发、基于信号后处理的超声成像、固体柔性耦合介质及辅助工装研发等方面的研究进展,分析了当前研究存在的主要问题及未来发展方向。     

基于剪切敏感液晶涂层的壁面摩擦力矢量场全局测量方法

针对壁面摩擦力测量问题,建立了一种基于剪切敏感液晶(SSLC)涂层技术的平板表面摩擦力矢量场全局测量方法。该方法利用SSLC涂层在摩擦力作用下的颜色变化特性(不同方向显示不同颜色)并结合其颜色变化与摩擦力大小之间的校准关系解算摩擦力矢量的方向和大小,能够测量整个待测区域的摩擦力矢量分布。应用所述方法测量了平板表面凸起物绕流的摩擦力矢量场。试验结果表明,该方法不仅能够高分辨率测量出平板表面凸起物绕流的摩擦力矢量场,而且能够研究凸起物的尾迹区随着流动速度增加的发展过程。     

几何矢量角对球面收敛矢量喷管RCS的影响研究

为了研究几何矢量角对球面收敛二元矢量喷管后向电磁散射特性的影响,采用物理光学迭代方法分别对不同俯仰矢量角和偏航矢量角下球面收敛矢量喷管的雷达截面积进行了数值模拟,得到了矢量角对于球面收敛二元矢量喷管的电磁散射特性的影响规律。研究结果表明:俯仰矢量角在两个探测平面内均可降低球面收敛二元矢量喷管的RCS20%以上,偏航矢量角只能在俯仰平面降低球面收敛二元矢量喷管RCS50%左右,在偏航平面则会增加球面收敛二元矢量喷管RCS约150%;俯仰矢量角为15°时,模型的后向RCS最小。     

超声速来流中燃料喷注与凹腔相互作用流场分析

利用基于纳米粒子的PIV (Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场,主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素,分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现,喷注动压比为6～8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区,影响凹腔上部局部空间剪切层的形成,有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度,增强了喷注CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果;超声速喷注与凹腔混合研究中,喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素;相同喷注总压条件下,低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透,以及和凹腔内气体的混合。     

高温诱波材料研究进展

对高马赫数飞行器用高温透波材料的性能要求进行了评述,分析了不同体系高温透波材料的增强模式、力学性能以及电气性能。在此基础上,提出了高温透波材料的发展方向。     

超跨音对转涡轮大转折角叶片的高次多项式解析造型研究

超跨音对转涡轮高气流转折角特点对叶片解析造型提出了苛刻要求,本文探讨高次多项式解析造型方法设计超跨音对转涡轮大转折角叶型。在保证表征叶片气动特性的主要特征参数,如栅距t、尾缘转折角δ和叶栅喉道宽度bth等不变的情况下,通过调整和优化选择叶型辅助参数,采取控制叶背与叶盆型线曲率大小和叶栅槽道收敛性的方法,达到控制燃气速度在超音速大转折角叶栅内流场合理分布及抑制激波的生成与强度的目的。数值模拟实例表明,高次多项式解析造型方法能快速、高效、可靠地设计出高性能的超音速大转折初始叶型。      

CFM56-3发动机3号轴承后油气封严装置分离故障的监控方法

不含石棉的粘合剂的性能衰退造成了多台CFM56-3发动机3号轴承后静子止油气封严装置分离,南方航空公司的经验表明该故障的早期经常伴有滑油耗量上升和磁堵中出现棕褐色的非金属物等现象,因此加强这方面监控可以有效控制该故障的发展。本文对该故障的机理及相关改装情况也进行了相应介绍。