纤维增韧陶瓷基复合材料热端部件的热分析方法现状和展望

以陶瓷基复合材料（CMC）为代表的纤维增韧复合材料具有耐高温、高强度、低密度等特点,在航空燃气涡轮发动机、火箭发动机等动力装置中逐步得到工程应用。CMC材料因其自身特殊的结构特点,使得其导热系数呈现出明显的各向异性,进而导致传统基于均质金属材料的热分析方法将不再适用于CMC热端部件。总结了单向纤维、2/2.5维编织纤维、3维编织纤维等典型纤维增韧CMC材料导热系数预测方法的研究进展和CMC热端部件热分析方法的研究现状。综合来看,如何在热分析中高效引入CMC材料微观尺度信息,建立起精度高且工程可应用的CMC热端部件跨尺度热分析方法是目前亟需突破的技术难题。面向未来CMC热端部件的工程应用,基于三维微观结构特征重构的热分析模型是建立CMC热端部件高精度热分析方法的关键,同时热分析还需要同制造工艺、力学行为分析等进一步紧密结合。     

用高效矢通量分裂格式求解二维叶栅的跨音流动

提出了一种高效隐式矢通量分裂格式。该格式通过在显格式上添加合适的高阶小量, 避免了近似因子分解和系数矩阵运算, 大大地减少了计算量。同时该格式在收敛性及激波捕捉精度等方面均保持了矢通量分裂格式所具有的优势。将该格式用到了二维叶栅的无粘跨音流场的数值模拟中去, 结果令人满意, 证实了无矩阵运算、无近似因子分解的隐格式构造有一定的推广意义。      

0.6m连续式跨声速风洞总体性能

中国空气动力研究与发展中心（CARDC）0.6m连续式跨声速风洞是一座采用干燥空气作为试验介质的变密度回流式风洞,设计方案采用了宽工况压缩机及其与风洞一体化设计、半柔壁喷管、低噪声跨声速试验段、指片再入调节片式主流引射缝、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。通过风洞总体性能调试,获取了风洞安全运行边界及总体性能,得到了风洞各关键部段性能参数。调试结果表明,风洞总体和各部段性能均达到预期设计技术要求;压缩机、换热器和各辅助系统设备运行性能良好;实现稳定段总压运行范围15~250kPa,总压控制精度优于0.2%;实现试验段Ma运行范围为0.144~1.640,马赫数控制精度优于0.002;轴向马赫数分布均方根偏差优于设计指标（Ma ≤ 1.0时,σ_Ma < 0.002,1.0 < Ma ≤ 1.6时,σ_Ma < 0.008）的要求;当试验Ma ≥ 0.5时,试验段核心气流脉动压力系数ΔC_p < 0.8%。调试结果验证了0.6m连续式跨声速风洞设计方案的可行性,为我国大型连续式跨声速风洞研制提供参考。     

吸力面不同吹风比切向冷气喷射对跨声速涡轮叶栅气动性能的影响

为进一步探究跨声速涡轮中吸力面切向冷气喷射对叶栅气动性能及气膜冷却效果的影响,以跨声速涡轮叶栅作为研究对象,采用数值模拟方法,通过在叶片吸力面不同位置开设切向冷气喷射槽,进行不同吹风比下的冷气喷射,对跨声速气冷涡轮叶栅的总体性能以及流场细节进行了详细研究。研究结果表明,吸力面切向冷气喷射有利于减小跨声速涡轮叶栅激波损失,叶栅最大马赫数可减小0.104;切向冷气喷射槽位于尾缘内伸激波反射点上游,且吹风比处于0.75～1.00内时,叶栅能量损失最小;吹风比的增大有利于减小甚至消除冷气槽内分离泡,并能够减小唇部激波强度。     

Tomo-PIV亚跨声速风洞应用探索

层析粒子图像测速技术(Tomographic Particle Image Velocimetry,Tomo-PIV)是将PIV技术和计算机断层诊断技术(CT)相结合的一种瞬时三维流场速度测量技术,能够定量获取流场的三维结构。通过对该技术的研究,实现了其在亚跨超声速风洞的应用,并进行了超临界翼型小肋减阻的试验验证。基于中国航天空气动力技术研究院FD-12亚跨超声速风洞,设计了体光源和相机等硬件设备的布局方案,解决了示踪粒子的均匀播撒问题,测量了Ma=0.6条件下的自由来流流场,并与PIV测试结果进行对比,两者数据吻合较好,验证了Tomo-PIV的测量精度。针对超临界翼型OAT15a,测量了翼型表面分别贴附光滑薄膜和顺流向对称V形小肋薄膜后翼型尾缘后方的三维速度场。对比发现,贴附小肋薄膜后尾缘后方流场的马赫数增大,说明小肋能够减小翼面摩擦阻力,具有一定的减阻效果。     

0.6 m连续式跨声速风洞轴流压缩机布局方案研究

压缩机作为连续式跨声速风洞的驱动系统,其运转性能与风洞总体性能的匹配设计是风洞研制的关键技术之一。随着大型连续式跨超声速风洞的发展,压缩机研制呈现出运转功率大和运转效率高、调节范围宽和调节精度高等鲜明特点。基于0.6 m连续式跨声速风洞的研制,对大型跨声速风洞轴流压缩机的布局方案进行研究。从气动性能、结构设计、控制等方面对压缩机位置布局和方案布局进行了分析,并阐述了风洞压缩机一体化设计的重要性。在压缩机布置于第一、二拐角段之间的前提下,通过压缩机性能试验,验证了电机外置两端驱动方案、多台电机同步控制方案和压缩机内流道整流技术等的可行性。风洞调试结果表明,压缩机运行性能良好,各项指标均满足设计技术要求,为大型连续式跨声速风洞建设奠定了基础。     

美国跨域作战体系研究

介绍了美国海军协同作战系统、空军先进作战管理系统等跨域作战理念,深入剖析了美军跨域作战体系的历史背景、武器构成、异构信息火力一体的体系,得出互操作平台在跨域作战的重要性.最后,总结了跨域协同体系发展理念和对我军相关系统建设的启示.     

基于木星大气环境的降落伞系统气动特性研究

木星探测是未来行星探测的重要发展方向,而降落伞是进入木星大气探测必不可少的气动减速装置。文章基于“伽利略号”探测任务,设计了满足未来木星探测需求的降落伞系统简化模型,并针对该降落伞系统进行了数值模拟,研究了木星大气和地球风洞实验环境中不同来流马赫数下降落伞系统的复杂流动现象及气动力变化规律。在木星大气环境中,降落伞的阻力系数和横向力系数大小以及横向力系数波动幅度均高于风洞试验环境,阻力系数波动幅度均低于风洞实验环境。此外,还研究了木星大气环境中不同来流攻角下降落伞系统的气动特性。研究表明,木星大气环境中降落伞系统气动特性与风洞实验结果有差异,因此未来在设计用于木星探测的降落伞系统时,应考虑由于木星大气环境对降落伞系统气动特性的影响。     

液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究

为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。