定/变热线过热比跨超声速流场湍流度测量

开展了基于定、变热线过热比方法测量跨超声速流场湍流度的比较研究,以满足高速飞行器与发动机的跨超声速风洞高精度实验需求。在1.2 m暂冲式跨超声速风洞上,采用定过热比、变二过热比和变八过热比等三种热线测量方法,完成了马赫数为0.30~4.25的跨超声速流场湍流度测量研究。测量结果表明：变八过热比测量精度最高,实测湍流度的蒙特卡洛模拟不确定度为0.001%~0.033%;定过热比方法与变二过热比方法可实现更快速的测量,在马赫数为0.40~2.00范围内与变八过热比测量湍流度均值偏差约9%~18%。研究结果对跨超声速流场湍流度校测、飞行器实验鉴定和数值计算具有实际助益。     

采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展

对采用固体燃料的超燃冲压发动机构型方案进行了归纳总结,详细的介绍了不同构型方案的发展历程和研究现状.针对固体燃料构型、双燃烧室构型和固体火箭构型3种不同构型的工作特点,分析了各自的优势和存在的问题,并在此基础上对其后续的研究提出了建议.研究认为:固体燃料构型方案虽能实现固体燃料在超声速气流中的点火及稳定燃烧,但燃料燃烧效率较低,且难以长时间稳定工作;固体火箭构型方案有利于燃料的点火和稳定燃烧,可实现发动机的长时间稳定工作,具有更好的研究和应用前景.      

燃烧室构型对固体燃料超燃冲压发动机自点火的影响

数值研究了PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯）在带凹腔的固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的瞬态自点火机理以及燃烧室构型对自点火的影响.基于求解非定常二维轴对称RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方程建立数值模型,湍流模型采用SST（shear stress transport） k-ω模型,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型.结果表明:反应物在凹腔提供停留时间内,产生的化学反应热能够持续积累并提高,使得反应气体达到点火温度时,燃烧室能够实现自点火.凹腔长度、凹腔直径、收敛角和平直段直径是燃烧室构型中影响自点火的主要因素.并提出了一种阶梯式凹腔构型,用于增强自点火性能.      

单边扩张燃烧室燃烧非对称及非稳态现象研究

为了探究单边扩张超声速燃烧室在不同当量比下出现的多种模态及其内在机理,通过实验和数值模拟,对该构型燃烧室在并联凹腔对称喷注的工况下进行了系统研究。实验中,隔离段来流入口马赫数为3.46,来流总温为1486K;采用乙烯作为燃料,当量比范围从0.26到0.51。结果表明:燃烧室工况随着当量比的上升而改变,且可分为三个模态。当量比较低时(0.26),形成只有剪切层内有火焰的对称燃烧。当量比较高时(0.51),形成上凹腔为凹腔内燃烧、下凹腔为剪切层燃烧的非对称燃烧。当量比适中时(0.4),火焰在上下凹腔间来回震荡。在非稳态过程中,预燃激波串沿燃烧室轴向做周期性往复运动,定量分析表明火焰震荡的频率约为170Hz。燃烧震荡来源于分离区喷注与燃烧的耦合效应,震荡机制与涡无关,可能是由声振机制引起的凹腔自激震荡。     

超声速叶型中弧线优化设计

以高负荷单级风扇为研究对象,采用全三维数值模拟流场分析和叶型中弧线离散点弯角控制相结合的气动优化方法,研究超声速叶型中弧线优化机理和设计原则,以提高高负荷风扇转子的设计技术,并用商用气动计算软件对优化结果进行评估。计算结果显示,优化后设计点效率提高1.1%,设计点流量提高1.01kg/s,设计转速喘振裕度提高1.85%,中低转速性能基本不变。研究表明:叶型面积比、叶片表面静压分布和激波结构对叶型性能影响显著,通过控制中弧线局部区域的弯角,能够实现三者的合理分布,提高风扇转子性能。     

F／A-22超声速投放JDAM制导炸弹

美国空军第411飞行试验中队在莫哈维沙漠地区上空，从超声速飞行的F／A-22战斗机的武器舱内，成功地投放了1颗454kg的GBU-32联合直接攻击弹药（JDAM）。这是F／A-22战斗机首次超声速投放JDAM制导炸弹，也是JDAM制导炸弹项目的一个重大里程碑，将显著增强该机的对地精确攻击能力。这次投放的是GBU-32超声速试验弹，与GBU-32实战弹药的大小、外形和重量相同，仅未装制导装置。     

另辟蹊径的推进系统一机体一体化

英、法合作研制的第一代超声速民用客机“协和”号．代表着世界民用航空史上一项重大的技术进步。但是．由于它耗油高、经济性差．特别是难以容忍的高噪声．9年前已全部退役。然而．航空界并未放弃对超声速飞行的追求．一些航空发达国家一直在努力．希望能以创新的思路．研制出耗油低、经济性好、噪声小、     

NASA调整航空研发战略计划

基于对目前形势的判断和未来发展道路的思考，NASA确定了未来民用航空研究的重点是运营安全性和效率、低声爆超声速飞机、超高效亚声速商用飞机、低碳动力、实时的广域安全保障，以及可靠的自主性技术等6大领域。     

俄罗斯T-50原型机总体设计浅析

介绍了俄罗斯第五代战斗机的研制背景和设计需求,初步分析了T-50原型机在超声速巡航、超机动性和低可探测性等方面的设计特点,对比了美国和俄罗斯在第五代战斗机设计理念上的差异。     

超声速自由射流马赫数控制系统设计

简要介绍了超声速自由射流高空模拟和试验技术,分析了超声速自由射流马赫数控制的原理,给出了控制方式及建立多输入多输出马赫数控制系统的方法。设计并实现了基于单支点半柔性壁超声速自由射流喷管,及双电动缸同步伺服控制技术的超声速自由射流马赫数控制系统。吹风试验结果表明,采用的双电动缸同步伺服控制技术,可对单支点半柔性壁超声速自由射流喷管柔性壁面实现同步控制,即精确控制超声速自由射流喉道面积;同时,该控制系统还可连续、有效地控制超声速自由射流马赫数。