内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验

针对内埋武器系统设计面临的多学科交叉问题,通过高速风洞实验,开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验研究,为内埋弹舱气动/结构一体化设计和作战环境评估提供支撑。基于相似原理,建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验技术,采用高时间分辨率多场载荷同步测试方法与时频数据处理方法,获取亚、跨、超声速条件下内埋弹舱多场载荷特征,分析多场载荷作用下内埋弹舱流动特性、共振条件和结构响应规律。结果显示,内埋弹舱非定常绕流促进了舱内复杂噪声环境的形成,噪声载荷与结构振动数据呈现强相关性。当舱内噪声模态频率与结构固有频率耦合时,内埋弹舱结构响应明显增强,在噪声载荷主频位置,结构振动谱出现峰值,此时噪声/振动数据相关性最大,且耦合频率范围的噪声谱能量提高显著。     

航空发动机弹支-测力环双向轴向力测试方法

为满足某型航空发动机三支点推力轴承轴向力测试要求,提出了弹支轴向力传感器和测力环并行测量方法和双向轴向力组合标定方法,给出了弹支轴向力传感器测量原理,开展了弹支轴向力标定仿真分析和试验研究,给出了中央传动齿轮箱（IGB）和棒轴承对标定结果的影响,并与发动机测力环测试结果进行了对比,研究表明：弹支轴向力传感器输出受安装位置和对象影响较大,有未装配IGB和棒轴承的标定数据偏差分别可达73.4%和17.8%,按发动机实际装配关系进行标定组件装配才能提高测量精度。发动机实测结果表明：弹支轴向力传感器多通道全桥取均值的测量方法和测力环轴向力数据趋势一致,由此验证提出的双向弹支轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。     

动压式环瓣浮环密封特性及摩擦磨损研究

普通接触式环瓣浮环密封高速下不开启易造成磨损失效,动压式环瓣浮环一定转速下径向开启并保持无摩擦无磨损稳定运行,具有较好的应用前景。建立动压式环瓣浮环密封固体域及流场数值计算模型,计算开启阻力、开启力、泄漏率及温升,分析动压槽结构参数对密封开启的影响,讨论密封性能随槽型参数的变化趋势。基于数值分析优化参数,试验验证开槽前后密封的泄漏率及温升,讨论不同开启情况下密封的磨损特性。结果表明：优化的动压槽能可明显改变主密封间隙中的压力分布,提高流体动压力,实现开启,使密封高速下稳定无摩擦运转并保持较低的泄漏率,大幅度降低摩擦温升,改善密封的摩擦磨损。动压槽最佳深度宜为3~5μm,密封具有较大的开启力;槽宽增大开启力先增大后变缓,过大的槽宽对提高开启力不明显;工作压力增加密封开启难度增加,可通过增加槽数或提高转速实现开启;动压槽的槽深较大时,密封先迅速磨损后逐渐稳定,具有自磨损、自稳定的特点。研究结果为动压式环瓣浮环密封的结构设计和工程应用提供了参考。     

中介机匣支柱尾迹效应诱发的高压压气机进口导叶共振现象在多级环境下的数值研究

为了解决某型燃气轮机高压压气机在进行数个小时试验后出现的悬臂式进口导叶断裂故障,以中介机匣与高压压气机进口级作为研究对象,采用约化方法在故障发生工况下进行了非定常数值模拟,得到了该工况下中介机匣内部的流场演化情况与作用在进口导叶叶身上的非定常气动力变化规律,结合叶片模态分析,对引起进口导叶疲劳断裂的原因进行了研究。结果表明：中介机匣支柱的尾迹效应是进口导叶受到周期性激励的主要原因。在故障发生工况下,钝体支柱流动尾迹的周期性激励频率与叶片自身一阶固有频率接近,导致高压压气机进口导叶产生共振,从而引起了叶片的疲劳断裂。     

MoSi2-YSZ高发射涂层对硅橡胶基防热材料的隔热及抗热振性能影响

制备了MoSi₂-YSZ复合硅橡胶基辐射型热防护涂层,并对其耐烧蚀性能和抗热振性能进行了表征。结果表明：与传统烧蚀型涂层相比,辐射型涂层在0.3～2.5μm波段发射率达到0.93以上,且静态热流测试背板温升降低60%,热振测试背板温升降低30%。辐射型涂层在热振测试中由于辐射散热机制表现出对温度响应的迟滞性,使得背板温度变化率的峰值降低40%。MoSi₂氧化形成的致密氧化层具有良好的保护性和自愈合性,从而提高了涂层的耐烧蚀和抗热振性能。     

基于补偿切割法的离心泵轴向力控制试验

为解决切割叶轮后盖板平衡轴向力的方法会导致泵扬程和效率降低这一关键问题,提出了一种补偿叶轮后盖板切割量平衡轴向力的方法。采用在同一个叶轮上切割叶轮后盖板和补偿叶轮后盖板切割量的研究方案,开展了泵性能、叶顶间隙压力、前后泵腔及平衡腔液体压力的系统测量。试验研究表明：以原型叶轮在设计流量下的扬程、效率和轴向力为基准,相对切割率为3.81%、7.62%、11.43%时,泵的扬程分别下降了3.52%、6.41%、9.93%,效率分别下降了2.97%、4.59%、6.18%,轴向力分别降低了8.02%、20.57%、22.3%;而补偿叶轮后盖板切割量后,泵的扬程最大降幅仅为4.18%,效率最大降幅仅为2.7%,轴向力最大降幅达到了83.1%;相对于切割叶轮后盖板而言,补偿叶轮后盖板切割量可以使前泵腔压力升高而后泵腔压力降低。     

热防护材料气固界面传热传质问题研究进展

热防护材料本身和复杂高温/非平衡流动环境之间的气固界面传热传质问题对高超声速飞行器服役热环境的高精度预测及热防护系统(TPS)的精细化设计至关重要。从航空航天及传热传质领域角度出发,以试验测试、理论计算、数值模拟及人工智能应用这4种典型研究范式为切入点,重点综述了国外表征高温服役气体环境/热防护材料气固界面传热传质耦合特性的主要研究手段及最新研究进展,简要总结了中国该领域的研究现状及特点,并在此基础上浅谈了现阶段热防护材料界面热质耦合特性研究的经验启示和新科学范式革命发展带来的挑战思考。     

导弹复合控制系统的多目标优化设计

建立了具有气动力/直接侧向力混合控制的导弹动力学模型,采用反馈加前馈控制结构,设计了导弹复合控制系统,实现了气动力/直接侧向力的解耦控制。建立了导弹复合控制系统性能代价函数,并采用进化策略实现了复合控制系统参数的多目标优化。仿真结果表明:进化策略收敛速度快,优化以后的导弹复合控制系统具有很好的快速大机动跟踪能力,且直接力控制有效补偿了气动面控制效益低下和非最小相位系统造成的响应延迟。     

火星着陆器抛背罩分离体气动特性

为便于火星着陆器抛背罩安全性仿真,针对火星着陆器简化外形开展了背罩分离的定常数值计算,分析了着陆平台与背罩之间的气动效应,获得了着陆平台与背罩的轴向力系数随分离间距的变化规律。结果表明：初始分离瞬间,由于着陆平台嵌入背罩内部,它们之间的压力接近驻点压力,随着分离间距的增加,背罩与着陆平台之间的压力逐渐由接近驻点压力慢慢过渡到接近底部绕流压力,至分离间距为0.1倍大底直径后,背罩一直处于着陆平台的底部绕流区。分离间距为0~0.06倍大底直径时,背罩的轴向力系数大于着陆平台,容易分离;分离间距为0.06~6倍大底直径时,着陆平台的轴向力系数大于背罩,存在分离后重新结合并发生碰撞的危险,且在分离间距为1倍大底直径时,着陆平台与背罩之间由于回流作用而产生的吸力达到峰值,此时发生碰撞的危险系数最大;分离间距超过6倍大底直径后,背罩的轴向力系数再次超越着陆平台,可以确保抛背罩安全分离。