(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

高超声速气动热预测技术及发展趋势

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术的研究水平;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了气动热预测技术应研究解决的问题。     

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.     

复材制件数字化制造及先进设备的应用

随着复材零件结构的日益复杂,传统复合材料生产模式很难满足其精准化要求,复合材料数字化软件的开发使零件的制造过程更加便捷,同时能够满足对零件尺寸精准的验收技术要求。分别以某型号壁板蜂窝夹层件两类典型的零件作为研究实例,利用数字化软件对制造过程进行优化,开展数字化制造可行性研究,辅以数控下料机、激光铺层定位仪、自动铺带机等先进的数字化设备,更好地保障飞机构件外形的精度。复合材料制件实行数字化制造后,不但降低了生产成本保证了零件产品的质量,而且有效推进了复合材料零件制造技术的发展。     

太空原位制造和修复技术研究现状分析

概述了太空原位制造和修复技术（In—situ Fabrication and Repair,ISFR）的概念和特点,并结合该技术的发展背景,介绍了国内外以选择性激光烧结和电子束熔融技术为代表的太空原位制造、空间钎焊修复、太空基地建筑构建等方向发展现状及趋势。结合我国空间技术事业发展,提出充分借鉴国外相关技术成果,围绕主要应用材料,重点开展空间环境适应性和应用验证研究,并探索利用模拟月壤开展太空原位制造技术研究的设想与建议。     

发动机

AETD项目将获巨额投资 根据2015财年预算申请,美国空军将在2015财年为自适应发动机（AETD）技术成熟工作拨款5900万美元。资金来自技术转移计划（TTP）。AETD技术转移计划从2013财年启动,到2016财年的预算共计1．81亿美元,     

基于非接触测量技术的降落伞流场测试方法研究

在开口单回流式风洞试验中,采用由激光器、片光元件、光臂、激光脉冲同步器、CCD摄像机等组成的成像系统获取图像数据,再由帧抓取器和图像分析软件组成的分析与显示系统,获取了几种典型结构的模型伞尾流绕流场特性。试验结果表明,非接触式的粒子图像测速技术应用于降落伞流场测试试验是可行的,测取的数据真实准确;相比它接触性流场测量技术,具有可以全场瞬态的定量测量、仪器对流体干扰少、较高的精度与准确率等优点。     

基于载体姿态测量的微伺服吊舱

针对微小型无人机光电吊舱对光轴稳定与目标跟踪的需求,研究了一种基于载体姿态测量的光学平台稳定技术.该技术利用吊舱基座上的速率陀螺测量机体三轴姿态运动,通过控制光学平台的俯仰和偏航两通道伺服系统实现对光轴的惯性空间稳定.该系统使用步进电机来当执行机构,根据步进电机的特性,可以推导得到控制量与转速的关系,由此省去了在一般捷联稳定技术中的微分测速环节,得出了一种新的基于前馈控制的不变性原理.设计了解耦指令分配算法,将一个两轴耦合系统,转换为两个独立的单轴系统.在单轴控制中,分别设计了比例控制及比例积分控制算法实现对光轴的稳定控制和跟踪.最后通过在Matlab/Simulink环境下的仿真,以及实际的摇摆台试验,证明了基于载体姿态测量的稳定技术能够实现微小型无人机光电吊舱的光轴稳定.     

高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验

设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.      

承载传动误差最小的高重合度弧齿锥齿轮波动齿面设计

为改善航空弧齿锥齿轮的承载啮合性能,结合ease-off技术提出一种波动齿面设计方法以降低高重合度弧齿锥齿轮的承载传动误差。鉴于中凹型修形曲线（修形齿面的几何传动误差曲线）可极大地减小高重合度弧齿锥齿轮传动的承载传动误差波动幅值,创建一种与高重合度相适应的波动齿面修形模型;结合ease-off技术建立以降低承载传动误差波动幅值为目标的优化模型;通过优化得到具有良好啮合性能的高重合度弧齿锥齿轮。分析发现:优化后2阶传动误差设计弧齿锥齿轮传动的承载传动误差波动幅值降低了34.152%,而由波动齿面设计方法所得改进修形弧齿锥齿轮的承载传动误差进一步降低了61.492%,有效地改善了高重合度弧齿锥齿轮传动性能,为高性能弧齿锥齿轮齿面设计奠定理论基础。