基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证

单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

弹体梁模型截面弯矩响应缩比相似关系分析

通过分析不同缩比模型在工程中的应用条件,利用相似理论和工程梁模型,对导弹发射过程的动态响应与截面载荷做了相似条件研究和模态参数对载荷相似性的影响分析,指出对于动态位移和截面弯矩需要不同振型阶次的相似要求,工程经验和实际算例表明载荷相似需要二到三阶的模态参数相似,提出了可用于发射过程移动载荷分析的缩比模型弱相似条件及质量分布修正方法。     

发射箱压力波传播的数值分析及试验验证

利用计算流体动力学方法建立了发射箱内燃气流场计算分析模型,对火箭弹发射时箱内压力波传播进行了数值分析,获得了箱内前后出口处的流场压力。通过合理的设计开盖压力,能可靠实现发射箱前后盖的自动开启。经飞行试验验证,数值分析结果与试验情况吻合良好,表明箱内燃气流场计算分析模型的正确性。     

低雷诺数下Mini-TED对翼型流动分离特性的影响PIV实验研究

介绍了安装有后移式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的NACA23012翼型流场结构的低雷诺数风洞实验结果。实验采用PIV技术采集了不同迎角时翼型周围的速度分布,测量了后缘附近 Mini-TED周围的详细涡旋结构,并与NACA23012原型翼型周围流场进行比较分析,以研究该 Mini-TED对翼面流动分离特性造成的影响,本实验以弦长为特征量的雷诺数为Re≈1.3×105。实验结果显示,Mini-TED对上翼面的流动分离有明显的抑制作用,尤其在较大迎角时更为有效,并且上翼面流速均高于对应迎角时原型翼型的翼面速度;下翼面流动在Mini-TED前方形成局部的低速区,造成静压升高,同时 Mini-TED 上方观察到对涡结构,形成低压区,二者共同作用的结果将导致后缘产生附加升力,增加翼型的低头力矩。上下翼面间的速度差比原型翼型有所增加,使翼型获得更高的升力。     

三种不同面容比模拟积水溶液环境中300M钢的腐蚀行为

基于飞机结构材料300M钢在海洋高湿环境中缝隙部位积水导致的腐蚀损伤问题,研究了300M钢在3种不同面容比模拟积水溶液环境中的腐蚀行为,借助Tafel极化曲线和电化学交流阻抗谱实验探讨了影响腐蚀速率的主要原因。在模拟积水环境中,分析了腐蚀失重、失重速率、损伤度以及腐蚀过程中腐蚀溶液溶解氧浓度、pH值与不同面容比（2、5、20 mL/cm²）之间的关系。结果表明：随材料腐蚀时间的延长,腐蚀溶液中的溶解氧浓度降低,pH值上升,而且随面容比的增大,材料的腐蚀失重增加,腐蚀失重速率也增大。Tafel极化曲线和电化学交流阻抗谱结果表明,不同pH值下300M钢耐蚀性的差别导致了不同面容比环境下腐蚀损伤的差异,3种面容比模拟积水环境中腐蚀速率大小为V₂₀>V₅>V₂。     

旋转盘腔稳态换热试验的时间相关性

在稳态换热试验中,试验没有达到稳定就测量会增大误差,常见工况中盘面平均努塞尔数Nu误差的半衰期为2500~2700s。为判断试验是否达到稳定或可测量状态,采用瞬态计算方法对旋转盘腔换热试验的稳定时间的判定方法进行了研究。数值计算结果表明:对于旋转盘腔换热试验,稳定时间较长。提供了一种通过试验精度判定稳定时间和可测时间的方法,试验前可以由固体非稳态导热的傅里叶数估算可测时间。建议试验过程中每隔一段时间观测传感器数值,观测时间间隔按对数规律确定,直到传感器数值不变以确定达到稳定状态。      

开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验

采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率（10%、15%、30%、50%）和偏转角度（70°、71°、72°）下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响,并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明:无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果,且流道出口压力分布的周期性误差较大;尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布,适当调节尾流板参数能改善流场周期性;安装开孔率为50%,偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果,计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。      

大型客机积水跑道起降附加阻力评估

在飞机整个飞行过程中,起降阶段尽管时间占比很小,却是飞行事故的多发阶段。近几年国内外污染跑道起降冲出和偏离跑道的事故和事故征候不断发生。发生此类事故的一个重要原因就与湿跑道和污染跑道有关。为了保证飞行运行的安全,应确定飞机在污染跑道上的飞行性能。飞机在污染跑道上起降时污染物产生的附加阻力,对飞机的起降性能有很大的影响。分析了积水污染跑道上轮胎溅水图型的形成机理,研究了附加阻力的计算评估方法。算例表明,积水跑道附加阻力与积水深度近似成线性正比关系,与飞机地面滑跑速度近似成平方正比关系。该方法的计算结果符合规律、量级合理,达到了工程应用要求。     

一种新型Z-Pinch PPT的设计和试验

提出一种基于Z-Pinch原理但无需火花塞而自点火新型微脉冲等离子体推力器（Z-Pinch SI PPT）。为了降低推力器的点火电压以及去掉尺寸减小和轻量化的限制,采用点火和放电一体化的改性聚四氟乙烯为推进剂,两个电极分别为钉状阳极和中心有孔的阴极。相比于传统Z Pinch PPT和平行板脉冲等离子体推力器,该推力器的优点是没有活动部件、火花塞以及为火花塞供电的电源,结构更加简单紧凑。目前研制的该型推力器本体尺寸包络仅有21mm左右,质量为15g。在保持较大推功比优势基础上,点火放电的电压峰值仅为同样自点火的同轴PPT的24%,气体PPT的2.4%。真空舱内多次点火实现累计脉冲1万多次的试验结果表明,该推力器点火电压为480V,推功比为17.83μN/W,平均推力为85.6μN。     

鸬鹚起飞阶段的脚蹼力学建模及运动学计算

鸬鹚在水面起飞的过程中,进行周期性扑翼运动的同时,其脚蹼也不断进行周期性拍水运动。为探究脚蹼周期性拍击水面对鸬鹚水面起飞的贡献以及定量计算每个拍水周期中脚蹼力的大小,探讨了鸬鹚起飞过程中后肢力量的贡献以及需要腿部力量辅助的原因;同时,比较自然界生物在水面行走或奔跑方式的异同,从而研究鸬鹚等水栖鸟类在水面上连续拍水的机理。通过蛇怪蜥蜴和鸬鹚脚蹼水上运动模式和机理的对比,类比研究脚蹼对水面冲击而产生支持身体冲量的大小与脚蹼在拍水时与水接触变化的过程;定义鸬鹚腿部自由度,建立鸬鹚起飞过程脚蹼周期性拍水运动的运动学模型,分析腿部关节角度与脚蹼中心坐标的D-H矩阵,并研究关节角速度与脚蹼中心速度的雅可比矩阵,通过现有的视频分析验证模型可靠性,并对鸬鹚脚掌运动以及水平、竖直方向的运动做了基本计算。