固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。     

推进动力系统燃烧不稳定性产生的机理、预测及控制方法

在不稳定热释放和声波相互耦合作用下而产生的燃烧不稳定现象,表现为振荡燃烧的形式,常发生于火箭发动机、航空发动机加力燃烧室以及地面燃气轮机等装置当中,会对结构引起很严重的破坏。本文总结了当前关于燃烧不稳定问题的机理以及控制方法的研究进展。目前来看,关于燃烧不稳定的机理研究方面,包含实验研究以及数值方法研究。实验方面,有rijketube热声不稳定实验,还有模拟真实燃烧室环境的燃烧实验。数值方面的工作,包括线化的热声不稳定模型,以及对火焰进行描述的解析模型和大涡模拟等方面的工作。同时,人们尝试了各种抑制不稳定的方法。控制方法包含两大类,即:主动控制方法以及被动控制方法。主动控制方法在理论研究方面取得了重大成果,然而,由于其实现上需要复杂响应系统、执行机构,因此,距离实际工程应用还很遥远。而被动控制方法,例如,亥姆赫兹共振腔,以及穿孔板等装置,在工程上得到了很好的应用。     

固体火箭发动机衬层与药柱脱粘高能X射线检测技术

衬层与药柱脱粘严重影响固体火箭发动机的结构完整性和工作安全性,该缺陷的可靠检测至关重要。文章综述了固体火箭发动机高能X射线检测技术现状。基于射线照相检测和工业CT检测手段,评述了固体火箭发动机衬层与药柱脱粘的图像分析和缺陷评判技术。针对该类缺陷,提出了综合应用射线照相技术和工业CT技术进行印证检测的方法,评判结果表明能够满足缺陷检测的可靠性与准确性要求。     

基于混合网格的声爆/气动一体化设计方法研究

探索了基于混合网格的近场预测以及基于波形参数法的远场预测相结合的声爆预测方法,综合利用了结构化网格计算效率高以及非结构网格对复杂外形适应性好的优点,在保证声爆预测精度的基础上提高了计算效率。在此基础上,建立了基于声爆预测方法、响应面模型和Pareto遗传算法的声爆/气动一体化设计方法。分析表明,发动机短舱对超声速升阻特性和声爆特征都有较大影响,利用声爆/气动一体化设计方法对发动机短舱位置进行了一体化设计研究。结果表明,建立的响应面模型的精度完全满足要求,根据不同的设计偏向选择了三种优化方案,优化后方案的性能较原始方案都有不同程度的提高。     

不同声激励方式对多段翼型升力特性的影响

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要.通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主/被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能.在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径.采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式.结果表明:在GAW-1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加.     

热声载荷作用下薄壁结构的非线性响应特性

 高速飞行器面临着严酷的高温强噪声环境。温度载荷不仅使结构产生热应力,还会改变材料的物性参数,这使得薄壁结构在宽频噪声激励下具有复杂的运动形式,表现出强非线性特性,严重影响了结构的疲劳寿命。针对热声载荷对结构非线性特性的影响,建立了热声载荷下的非线性大挠度偏微分控制方程,对偏微分方程使用Galerkin法得到了模态坐标下的常微分方程组。计算了四边简支矩形钛合金板在不同温度和声压级(SPL)组合下的动态响应,得到了典型的热声响应运动形式,包括屈曲前的线性随机振动、屈曲后的跳变运动和围绕一个平衡位置的随机振动。通过分析方程中的恢复力项和响应的功率谱密度(PSD)随着温度和SPL的变化规律,对热声响应的非线性特性进行了研究。研究结果表明,热载荷和声载荷对响应非线性特性的影响方式不同:热载荷改变结构刚度特性曲线的形状,以临界屈曲状态的刚度为参照,屈曲前降低结构刚度,屈曲后增加结构刚度;噪声载荷使得结构工作在刚度曲线的不同区域,以不受载荷时的结构刚度为对照,强噪声载荷引起的持续跳变使得结构工作在硬化区域,间歇跳变时结构工作在软化区域。     

一种新型压气机叶片造型方法的平面叶栅试验验证

为验证一种新型超/跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法 (BMAA方法)的有效性,分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明,BMAA方法得到的跨声叶型,具有比定制叶型更优的气动性能;BMAA方法得到的超声叶型,具有与任意中线叶型相似的气动性能;与传统叶片造型方法相比,BMAA方法具有更高的效率,可提高叶片的气动负荷。     

随机载荷谱下基于声发射的耳片接头疲劳裂纹识别方法

作为航空结构中传递集中载荷的关键部件,耳片接头的失效将会带来灾难性的后果,因此需要通过疲劳试验来验证其是否满足设计要求。声发射（AE）作为一种在线监测手段,能够及时捕捉接头裂纹萌生扩展进程,提升试验质量。然而,在随机载荷谱下,会产生大量极其复杂且毫无规律的声发射信号,致使传统的基于特征提取及参数滤波的声发射数据分析方法难以发挥作用,无法有效识别接头裂纹的萌生。因此,本文提出了一种随机载荷谱下疲劳裂纹的声发射识别方法,该方法利用随机载荷谱的分布特点,通过分析不同载荷谱块下相同循环时段所对应的声发射信号表象差异来发现、锁定异常,并结合定位分析与干扰排除分析,确定裂纹的发生时间及位置。通过疲劳试验,该方法的有效性得到了证实,因而可为随机载荷谱下的相关航空结构试验提供参考。     

民机驾驶舱扬声器啸叫成因研究与抑制方法

民用飞机驾驶舱扬声器是一个电声换能器件,安装在飞机驾驶舱中,可将电信号转为声信号输出,并将声学功率辐射到驾驶舱。驾驶舱扬声器不仅能够为驾驶舱内的机组人员提供与客舱乘务人员以及塔台管制人员的通话语音,还能够提供飞行导航音、选呼音和告警音的发声。因此,驾驶舱扬声器是飞机上不可或缺的机载设备,为飞机的飞行安全提供了保障。驾驶舱扬声器产生的尖锐刺耳啸叫让人难以忍受,导致飞行机组无法听到其他声音,甚至无法使用语音通信系统,严重时会影响到飞行安全。指出驾驶舱扬声器"啸叫"的危害,分析啸叫的成因,并在此基础上探讨驾驶舱扬声器"啸叫"的抑制方法,为民机驾驶舱音频系统的防啸叫设计提供一定的参考依据。     

多模态热声不稳定混沌现象实验研究

热声不稳定是一种常发生在航空航天发动机中,会对发动机造成危害的现象,该现象实质上是声波与非定常热释放的相互耦合。本文设计了一个多孔预混火焰Y型里开管（Rijke管）装置,用以研究多频率非线性热声不稳定性。这种简化燃烧室结构能够很好捕捉真实发动机中由于复杂几何结构引起的多模态热声不稳定性。通过改变火焰的当量比和其在Y型里开管上游的位置,来遍历燃烧室中不同热声振荡行为,并结合短时傅里叶变换（STFT）、相空间重构等方法分析了不同非线性热声振荡行为,发现在改变工况时,会出现高频极限环状态、高频向低频的模态转换状态、低频极限环状态、准周期状态以及混沌状态等现象,而在当量比为0.94的工况下会出现两个不稳定频率模态争夺的实验现象,在实验结果基础上,深入分析了这些非线性现象的成因。