RBCC引射模态气流抵抗反压能力受掺混程度影响研究

为了获得气流的掺混效果与引射过程总体性能的关系,研究了轴对称引射流场中圆形和环形喷管的掺混程度及其对引射比和气流抵抗反压能力的影响。以一次流动量覆盖整个横截面位置为分界截面,将引射流场中的掺混分为上游掺混和下游掺混两个过程。研究表明,气流的引射效果以及抵抗反压能力几乎不受下游掺混过程掺混程度影响,而是由分界截面的掺混程度决定。上游掺混过程决定了分界截面的掺混程度,对引射过程的引射比以及抵抗反压能力有明显影响,分界截面位置的掺混程度越高,被引射的二次流流量越大,抵抗反压能力越弱。对于RBCC发动机引射模态,引射比和抵抗反压能力指标相互矛盾,不应以引射比为唯一目标。     

基于飞/发一体化的Ma=8~10飞行器任务性能快速评估与分析

针对典型飞行马赫数Ma=8~10高超声速飞行器/超燃冲发动机一体化构型,建立了飞/发性能一体化模型,可以快速评估飞行器气动力、发动机性能和飞行任务性能。对比了在起始推重比为0.3、0.4、0.5和0.6下的飞行器飞行性能,以燃料消耗最小为目标,基于飞/发性能一体化模型,利用MATLAB优化工具箱中的序列二次规划（SQP）算法,得到了该飞行器的最优起始推重比为0.422。给出了Ma=8~10飞行器/发动机的概念方案总体参数,在载荷质量为1 000 kg下,飞行器总质量为5 943 kg,发动机推力为2 505 daN。该飞行器在攻角范围为4.1°~3.8°下总的飞行时间为489 s,飞行距离为1 360 km。     

分布式光纤测温系统温度数据的最佳解调方法

分布式光纤测温系统中喇曼散射光是极其微弱的,由滤光片检测出的斯托克斯光和反斯托克斯光分别经过光电变换以及放大后均淹没在噪声之中.研究了混有高斯白噪声的双路数据的解调方法,求出了它的最佳分光比,可使测温数据的误差最小.     

大展弦比柔性机翼的气动弹性分析

高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼,其气动弹性问题尤为突出.考虑机翼结构的几何非线性对结构刚度的影响和机翼平面变形对非定常气动力的影响,采用准模态的思想进行大变形下的振动工程分析,并利用片条理论计算变形机翼的非定常气动力,然后进行颤振计算.以某型飞机机翼为例的计算表明,随变形幅度增大,机翼的颤振速度有明显的下降.      

低高度内辐射带高能质子空间分布位形的研究

利用国际地磁参考场模式(IGRF模式)分析了1970-2000年低高度南大西洋负磁异常区位形的漂移与变化，给出了几个高度异常区中心位置磁场强度的变化和位置的变化。利用带电粒子的运动学方程，简要分析了低高度辐射带高能粒子的运动，得出在低高度，磁场是决定辐射带高能粒子空间强度与分布的决定性因素．低高度辐射带空间分布位形的变化特征应该与低高度南大西洋负磁异常区的变化特征基本一致．低高度南大西洋负磁异常区的特征可以作为低高度辐射带空间分布位形的一个初步判据。     

爆燃脉冲发动机内弹道模拟及实验分析

为了研究质量轻便、结构紧凑的固体冲量发动机,提出以微气孔球形推进剂作为能量材料,以对流爆燃形成高内压为模式的脉冲动力方案。通过分析不同推进剂密度、长度、点火药量和膜片形式等因素,得到了大喉燃比发动机中球形装药爆燃诱导条件;根据球形装药爆燃特性,通过数值模型研究了新型爆燃冲量发动机的内弹道与流场特性。结果表明：装药长度、装药密度和点火药量均对发动机中爆燃现象出现有明显影响,较长装药,较小装药密度和较大点火药量均利于诱发对流爆燃;微气孔球形药在发动机燃烧室内燃速与压力规律以分段的指数燃速形式出现;初步论证一体式爆燃脉冲发动机的实用潜力。     

大落差长度比中介机匣气动性能试验及数值模拟

为了考察中介机匣气动性能水平并验证设计方法,对中介机匣进行了气动性能试验,同时采用NUMECA Fine软件进行了相应的数值模拟。为了准确测量流过中介机匣内涵的气流流量,设计了一种流量测量装置并进行了精度校核,结果表明：测量精度的相对偏差小于1.5%。针对高进口马赫数时在进口平直段上两侧的壁面静压比中间区域小,以及某些涵道比未能调节到目标进口马赫数的情况,进行了相应的数值模拟并提出了解决方案。用单点总压管对内、外涵出口进行了扇面测量,得到了内涵的总性能曲线、总压恢复系数径向变化曲线及内、外涵总压恢复系数云图,并与计算结果进行对比,结果表明：内涵总性能曲线及内、外涵总压恢复系数云图的计算结果与试验结果吻合较好,在设计状态下,内、外涵出口测量截面的总压恢复系数分别为0.992 1、0.986,两数值均高于设计指标,中介机匣具有较好的气动性能。     

基于燃气发生器法的小型中涵道比发动机性能计算分析

为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明：发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。     

浮升一体化飞艇高升阻比新型布局研究

高升阻比设计是浮升一体化飞艇研制中亟待解决的关键难题,艇身是决定全艇升阻比高低的关键部件。针对飞艇高升阻比布局设计的难度及复杂约束性要求,有效结合艇身精细化气动设计、流动控制和升力体理念,引入高精度气动数值模拟等多种手段,探讨构建中央翼+边条耦合、中央翼+端板融合等多种艇身新布局形式,揭示关键几何参数表征与高升阻比特性的影响关系,获得具有高升阻比特征的浮升一体化飞艇艇身新型布局形式。结果表明：与传统混合飞艇艇身构型相比,在保证艇身体积不变和艇身宽度适当控制的前提条件下,中央翼+边条增升耦合艇身构型可提高最大升阻比约77% 以上;中央翼+端板式融合艇身构型可实现最大升阻比值由2.13 提高到3.95 以上,至少提高了85.4%。