金属橡胶颗粒静态特性试验

针对目前航空航天领域板壳结构较多,其模态成分密集、振动复杂等问题,提出了一种可用于各种复杂结构振动抑制的新型金属橡胶构件——金属橡胶颗粒.为了解及掌握这种新型金属橡胶构件的性能和设计规律,开展了有关金属橡胶颗粒的静态性能试验研究.通过试验测量了金属橡胶颗粒的静态迟滞回线,获得了金属橡胶颗粒的刚度和阻尼的范围.通过对比不同参数下的刚度和阻尼的试验结果,总结材料参数(丝材、螺旋卷和相对密度)和工艺参数(变形量和安装密度)等对金属橡胶颗粒的刚度特性和阻尼性能的影响规律.金属橡胶颗粒静态特性试验研究为金属橡胶颗粒的设计和工程应用奠定了基础.     

超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究

采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大。     

高超声速进气道低马赫数不起动和再起动试验

为拓展对高超声速进气道不起动机理的认识,对一截短的二元高超声速进气道的低马赫数不起动现象和再起动现象进行了风洞试验研究。试验中分别通过改变进气道攻角和在通道下游设置堵锥形成流动壅塞的方法来模拟进气道来流马赫数的改变和燃烧室内释热导致的流动壅塞。试验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对上述动态过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。研究发现,当进气道处于低马赫数不起动时,其口部分离包诱导激波受分离包自身振荡特性的影响,在唇口附近连续的小幅振荡,进而给整个进气道通道内引入了一类无基频的小幅压力扰动。而该扰动随着马赫数的增加,进气道恢复起动后逐渐消失。此外,还捕捉到了进气道再起动过程中分离包吞入的迟滞现象,进气道从"小喘"阶段恢复至起动状态时,由于下游高压的存在使得分离包未能完全吞回,并出现了类似低马赫数不起动时的无基频小幅振荡。该振荡直至通道下游完全敞开、口部分离包被吞入才逐渐消失,至此进气道也顺利地恢复到了起动状态。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响

对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验，测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果，分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响，并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。     

涡破碎片控制尖脊进气道总压畸变的试验研究

地面静止状态下，在Caret进气道进口下唇口外侧和外唇口下侧角落处存在一个较强的顺时针旋转大涡，涡破碎片控制该进气道总压畸变，即利用涡破碎片产生的反向旋转旋涡来抵消或减弱该旋涡。研究了涡破碎片分别安装在外唇口下侧和下唇口外侧时，几何尺寸、安装位置、以及安装角对Caret进气道出口流场总压畸变影响趋势。研究表明，安装在外唇口下侧的涡破碎片能改善总压畸变流场并可使Caret进气道在较小流量下使稳态总压畸变值减小17％，而安装在下唇口外侧的涡破碎片对畸变流场影响不大。     

空天飞机/吸气式推进系统一体化性能的模拟

从一体化角度出发,进行了空天飞机／吸气式推进系统一体化性能的数值模拟。给出了涡扇发动机和冲压发动机的参数选择方法和计算结果, 采用工程计算的方法, 计算了进气道和喷管的特性。最后给出了性能一体化的合成结果     

冲压发动机进气道和掺混段节流特性数值研究

为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5～5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。     

一种求解S形进气道三维粘性流场的多重网格算法

提出了一种基于多重网格技术,可快速求解Ｓ形进气道粘性内流场的实用工程算法：从Ｂｒａｎｄｔ的多重网格理论出发,采用隐式Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ时间推进格式,结合“锯齿式”迭代技术交替在粗、细两种网格上对雷诺平均三维非定常Ｎ－Ｓ方程进行求解。用此算法数值模拟了某型号Ｓ形进气道的内流场,与试验结果对比显示：计算得到的流场符合一般Ｓ形管道流动特性,所捕获的二次流图谱清晰合理,进气道出口截面处总压恢复系数与试验值较为接近。与普通单层网格计算方法相比,计算结果精度高,收敛速度快。     

新机试飞中的进气道旋流测量

测量新机试飞中的旋流及稳、动态压力畸变，即可全面评审进气道／发动机的相容性。根据进气道流场分析，建立一种适合于空中使用的旋流测量技术，并提出了解决问题的途径，介绍了Ｔ８７探的设计、性能、特点、试验结果。