用热流探针测量激波速度

激波速度测量是激波管和激波风洞运行状态的一个重要参数,压电传感器或光学方法测速系统成本高,而传统电离探针在激波马赫数较低、波后温度达不到空气电离程度的情况下无法满足实验要求。提出了一种使用同轴热电偶作为测速探针来测激波速度的方法,弥补了电离探针在激波马赫数较低时的不足。介绍了同轴热电偶探针测速原理,并设计了测量激波速度的系统电路。通过信号放大电路锁定激波冲激信号,触发脉冲信号发生电路,实现了一种单通道、多测点的激波风洞测速系统。分别开展以温度与热流为触发信号的风洞实验,结果表明只有使用热流信号才能满足激波测速的时间要求。     

非对称来流下隔离段内激波串受迫振荡流动实验研究

为探讨超燃冲压发动机隔离段内激波串受迫振荡区域壁面压力脉动特性,用非对称马赫数1.98的隔离段直连实验研究了低频周期性的脉动反压对隔离段内流动的影响.实验结果表明:隔离段能有效地隔离周期性反压脉动对上游未扰动流场的影响;反压脉动以第二特征波速向上游传播并影响了上游的壁面压力脉动,但在激波振荡区域,压力脉动主要受激波振荡的影响;厚附面层一侧的下壁面激波振荡区域内压力脉动前传时以指数规律衰减;薄附面层的上壁面激波振荡区域内压力脉动前传时却是波动的.     

气动式爆炸冲击环境模拟装置试验技术研究

气动式爆炸冲击环境模拟装置模拟高量级冲击具有快捷、稳定的特点,通过试验研究表明其台面的重复性、均匀性及弹丸的速度控制都比较良好,能有效的模拟高量级冲击,从而取代了以往用火工品作为冲击源的试验技术,提高了其经济安全性.经过反复的试验调试,总结出了一些试验规律,同时利用有限元软件LS-DYNA进行了仿真分析,通过在仿真模型...     

TC6钛合金激光喷丸纳米组织特性及热稳定性研究(英文)

应用Nd:YAG高功率激光器对TC6钛合金试样进行了激光喷丸,对部分强化试样623K真空保温10h。应用原子力显微镜(AFM)、扫描电镜(SEM)、电子背散射电镜(EBSD)、X射线衍射(XRD)、透射电镜(TEM)等设备对试样强化层形貌和纳米组织进行检测,采用显微硬度计进行显微硬度测量。测试结果表明:TC6钛合金激光喷丸表面完整性好,未在表面引入微裂纹,表面粗糙度较传统表面强化低;激光喷丸后距离表面200μm范围内α相在冲击波作用下压缩伸长,α相和β相细化,保温后SEM测试显示强化层组织和强化层深度未发现明显变化;强化后衍射峰变宽,说明强化层发生剧烈塑性变形导致晶粒细化,并留有残余应变,未发现新的衍射峰说明强化过程中没有发生相变;强化后TC6钛合金表层产生纳米晶,保温后强化层位错密度降低,纳米晶晶界更加清晰,未发现纳米晶长大;激光喷丸硬度影响层达500μm,表面硬度提高12.2%,保温后表面显微硬度降低10HV0.5,硬化深度未发现变化。以上研究表明,TC6激光喷丸纳米组织和显微硬度在623K温度下具有较好的热稳定性,有利于提高钛合金的抗疲劳、抗磨损和抗应力腐蚀的性能,从而突破了美国规范AMS2546中关于钛合金只能在589K温度下应用的限制。     

圆锥激波与平板边界层干扰的数值模拟研究

为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响,使用两方程Menter-SST模型,针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响,总结了参数变化引起的流动分离变化规律;此外,还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形,并将三维结果与二维情形进行对比,对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。     

布泽曼双翼及其壅塞问题研究

为了降低超音速飞行时产生的波阻,通过斜激波基本公式建立了设计马赫数为2的布泽曼双翼翼型,借助CFD软件计算其升阻特性,并与菱形单翼翼型作对比,同时分析了在非设计条件下布泽曼双翼翼型的壅塞问题.结果表明,布泽曼双翼在设计马赫数下,其波阻较传统菱形单翼降低90％,壅塞问题也得到很好地解决.     

螺旋桨安装效应对无人机气动特性影响

为解决某型飞翼布局无人机(UAV)带动力构型风洞试验最大升阻比相对无动力状态大幅下降的问题,采用计算流体动力学(CFD)方法对无人机无动力与带动力构型进行了数值模拟,数值模拟结果分别与无动力以及带动力风洞试验数据吻合良好,在此基础上深入研究了螺旋桨安装效应对无人机气动特性的影响。结果表明:推力螺旋桨与机身之间气动干扰产生的低压区致使阻力增加,从而导致飞机最大升阻比相比无动力状态下降了30.7%。针对无人机在推力螺旋桨影响下出现的最大升阻比下降问题,采用增大螺旋桨与机身之间距离的方法可以有效地消除机身后部出现的低压区,减小了阻力,提升了无人机最大升阻比。桨毂拉长方案在8°和9°迎角下最大升阻比分别提升了17.3%和15.4%。     

民用飞机起落架缓冲器选型与对比分析研究

以民用飞机前起落架和主起落架为研究对象,首先运用Delphi和SQLServer开发了民用飞机缓冲器参数设计程序,计算了前起落架采用单腔定油孔型式和单腔变油孔型式、主起落架采用单腔定油孔型式和双腔定油孔型式的缓冲器的设计参数;然后基于ADAMS/Aircraft模块分别建立了前起落架和主起落架的虚拟样机,并进行落震仿真分析,仿真结果符合要求;最后通过仿真结果进行起落架缓冲器不同型式的对比分析。研究结果表明：单腔变油孔型式较单腔定油孔型式提高了缓冲器的缓冲效率、双腔定油孔型式较单腔定油孔型式在大的下沉速度下降低了缓冲器的过载。     

潜入喷管背部容腔对点火初期压强振荡影响的数值研究

为深入了解点火初期药柱表面的压强振荡情况,采用计算流体力学软件FLUENT对固体火箭发动机喷管堵盖打开前的点火增压过程进行了轴对称数值计算,探讨了潜入喷管背部容腔对压强振荡的影响.计算结果表明,发动机头部和背部容腔内压强振荡最为剧烈,压强峰值和升压梯度峰值随容腔体积的增加而递减.结论可为药柱裂纹的扩展研究及固体火箭发动...     

基于壁面压力分布的二元高超声速弯曲激波压缩进气道反设计与优化方法

为进一步提高高超声速进气道的性能,发展了通过指定压力分布规律来反设计整个二元进气道的方法,实现了气动参数可控的进气道内外压缩一体化设计,建立了基于Isight软件的进气道自动化设计分析和优化平台。初步的研究表明,使用此设计方法,能够得到综合性能优秀的进气道设计方案,该方案在来流马赫数6下喉道总压恢复系数为0.68,在来流马赫数4时流量系数达0.77。 