超燃冲压发动机准一维建模研究

在准一维流理论的基础上,考虑了燃料流量、截面变化、壁面摩擦、燃烧效率、化学反应放热等因素,应用影响系数法,构建了包括前体/进气道、隔离段、燃烧室、后体/尾喷管的超燃冲压发动机内流场准一维分析模型,可快速计算发动机参数沿轴向的变化以及出口值,便于发动机性能分析;以一个机体/推进一体化单模块飞行器为研究对象,通过与三维CFD数值模型进行对比。结果表明,准一维计算模型能较好地对超燃冲压发动机进行快速计算与分析,在超燃冲压发动机的初步研究阶段具有重要的应用价值。     

穿刺结构参数对C/C复合材料拉伸性能的影响

采用不同间距、不同根数的纤维束穿刺成型炭纤维预制体,经进一步化学气相沉积、沥青浸渍-高压炭化致密制备穿刺C/C复合材料。拉伸性能测试结果表明,穿刺间距2.1mm、穿刺束纤维根数为12K的C/C复合材料获得高的拉伸强度,Z向拉伸强度131.4MPa,XY向拉伸强度111.3MPa;随着穿刺间距减小、穿刺丝束纤维根数增加,Z向纤维含量增加,Z向拉伸强度明显提高。穿刺C/C复合材料1800℃真空条件下的拉伸强度与室温相当,拉伸模量低于室温,延伸率高于室温;常温拉伸断口较平整,且纤维/基体间的裂纹明显,而高温拉伸断口参差不齐,纤维及基体断面粗糙,呈现出假塑性断裂特征。     

圆柱形厚壁缠绕件的环向缠绕张力分析的逐层叠加法

为实现不同梯度剩余张力的缠绕张力设计,揭示缠绕过程中的张力变化规律,提出逐层叠加法,研究可变形厚壁筒上环向缠绕张力与剩余张力之间的关系。基于不同材质的双层筒在外压作用下的变形和应力,获得剩余张力下降量与缠绕张力的积分关系,计算各层缠绕张力产生的外压引起内缠绕层环向应力的下降量。进而给出剩余张力函数,获得线性锥度缠绕、等张力缠绕和等力矩缠绕条件下的剩余张力解析公式。将缠绕张力与剩余张力的积分关系式化为微分方程,求解出缠绕后等剩余张力的缠绕张力解析公式。通过钢带缠绕容器和有芯模的纤维缠绕筒的等张力设计对比研究表明,该文解析公式给出的张力设计方案与现有文献完全吻合。文中模型从理论上很好地解决了柱形缠绕件的环向缠绕张力分析问题,适用于各向同性材料厚壁筒和纤维缠绕薄壁筒的缠绕分析和设计。     

固液混合火箭发动机缩尺效应研究

全尺寸固液混合火箭发动机试验耗费大,通常采用缩比发动机进行试验。为确保缩比试验代替全尺寸试验的准确性和有效性,对固液混合火箭发动机进行了相似性理论研究。结果表明当缩尺发动机与全尺寸发动机几何相似、采用相同的氧化剂和燃料组合,且氧化剂流率与药柱内径比值相同时,理论上缩比试验一定程度上能够反映全尺寸发动机的特性。     

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。     

复杂薄壁构件自适应加工工艺几何模型重构

随着制造理念和制造水平的不断提高,大量复合制造工艺背景下的近净成形叶片被应用到现役或在研的航空发动机中。该类叶片是典型的复杂薄壁结构零件,无精确定位基准,且成形一致性差。采用传统叶身定位,加工后的前/后缘、榫齿形状和位置精度均难以保证,从而导致产品一致性差,易超差与合格率低。针对以上问题,提出一种面向自适应加工的复杂薄壁结构零件工艺几何模型重构方法。首先,建立复杂曲面的采样点分布模型,快速获取叶片精确成型区域的位置和形状;其次,提出基于特征曲线相似变形的模型重构算法,精确重构前/后缘非精确成型区域的工艺几何模型;最后,通过精锻叶片自适应加工试验进行验证。试验结果表明：该方法可有效满足以精锻叶片为代表的复杂薄壁构件自适应加工要求。     

Aerodynamic design of tractor propeller for high-performance distributed electric propulsion aircraft

Aiming to maximize the aerodynamic performance of the Distributed Electric Propulsion (DEP) aircraft, a hybrid design framework which focuses on the aerodynamic performance of the propeller/wing integration has been developed and validated numerically. Variable-fidelity modelling for propeller aerodynamics has been used to achieve computational efficiency with reasonable accuracy. By optimizing the aerodynamic loading distributions on the tractor propeller disk, the induced slipstream is redistributed into a form that is beneficial for the wing downstream, based on which the propeller blade geometry is generated through a rapid inversed design procedure. As compared with the Minimum Induced Loss (MIL) propeller at a specified thrust level, significant improvements of both the lift-to-drag ratio of the wing and the propeller/wing integrated aerodynamic efficiency is achieved, which shows great promise to deliver aerodynamic benefits for the wing within the propeller slipstream without any additional devices.     

火星探测转移轨道初始设计与分析

根据推进方式和是否采用金星借力,火星转移轨道分为大推力直接转移轨道、大推力金星借力转移轨道、小推力直接转移轨道和小推力金星借力转移轨道4类。传统的轨道设计方法只是针对某一类特定的转移方案进行轨道优化,而并未针对不同的转移方案进行详细对比分析。文章以2020/2022年发射窗口为例,针对4类基本火星转移轨道进行研究。首先,基于不同轨道初始设计方法,对4类轨道进行了初始设计,得到了每类转移方案的能量最优转移轨道。然后,基于设计结果和能耗对4类转移方案进行了横向对比分析,得到了不同策略下的转移轨道的特性。基于小推力的火星探测任务轨道对发射能量要求低;大推力直接转移和借力金星的发射窗口交替分布,可以互为备份;基于小推力推进的探测器采用金星借力转移策略相比直接转移能够减少10%的能耗,优势十分明显。     

新型非接触式径向C4D传感器优化设计

基于电容耦合式非接触电导检测(C4D)技术,设计研发了一种新型径向结构的非接触式电导测量传感器。该传感器利用串联谐振的原理,引入电感模块以消除耦合电容对测量的不利影响,扩大了测量范围,提高了测量灵敏度。同时,用仿真与实验相结合的方法对传感器的电极张角进行了优化研究。在5.0、7.5、9.1、10.2和12.0 mm 5种不同内径的管道中进行了电导测量实验,电导测量相对误差均不超过5%,实验结果表明,所设计的新型非接触式径向C~4D电导测量传感器是可行和有效的。     

吸气式高超声速飞行器多参数灵敏度分析

为实现吸气式高超声速飞行器多参数情况下的灵敏度分析及参数分类,降低设计的复杂度,在吸气式高超声速飞行器参数化建模的基础上,首先采用正交试验设计生成样本,再通过计算流体力学(CFD)进行高精度气动力性能计算,最后运用方差分析法进行气动性能的参数灵敏度分析,在运用较少的试验样本点的情况下,即可完成多参数、复杂构型条件下气动性能的参数灵敏度分析。结果表明,该方法可以正确地分析出参数对飞行器气动性能的敏感程度,得到参数对气动性能的影响规律。同时,通过灵敏度分析的计算样本,还可以初步选出气动性能较优的飞行器构型,为地面试验和优化设计提供参考。