基于微多普勒特性的旋转对称进动目标的ISA R干扰技术

从旋转对称进动目标运动特性出发,给出了一种生成逆合成孔径雷达(IS A R)欺骗式干扰信号的新方法.干扰机根据这种旋转对称进动目标模型实时计算目标的微动量和强散射点的RCS,并依次对接收到的雷达信号在频率域进行调制转发,生成具有微多普勒特征的虚假目标,实现对敌方雷达系统的欺骗干扰.根据旋转进动目标模型,实时计算干扰机和虚假目标的位置,产生具有真实运动轨迹平面虚假目标,从而实现对基于轨迹平面识别真假目标雷达的有效对抗.仿真结果表明,该方法能够逼真地生成IS A R欺骗式干扰信号.     

壁温对隔离段激波串振荡的影响

为了探索存在换热条件下超燃冲压发动机隔离段内部的复杂流动机理,采用2阶精度的非定常数值模拟程序研究了壁温对隔离段内部激波串振荡特性的影响。结果表明:压力振荡曲线与激波串前缘位置之间存在紧密关系。此外,随着壁温升高,隔离段壁面压力振荡的频率减小、振幅增加。研究还发现,隔离段压力振荡标准差最大值位于激波串前缘激波及其与上下壁面边界层相互作的位置,而湍动能最大值则分布在分离区后侧剪切层区域内。      

超微型高速空气轴承的动态特性

对微型转子（半径为1985mm）动态特性进行了数值模拟和实验研究。在数值模拟中,利用ANSYS对空气轴承 微转子系统进行了双向瞬态流固耦合研究;模拟了启动阶段转子在空气轴承调节下的运动过程。结果表明:转子的动态过程为一运动幅度逐渐减小的振荡过程,最后将稳定于某一平衡位置;在轴承供压越大时,转子运动幅度越大,且达到稳定所需时间更长。计算结果发现了轴承间隙宽度与轴承流量的正相关关系。在对应实验中,实验结果与模拟结果很好的相符。由数值模拟和实验研究,说明了在较大止推轴承供压下由于转子轴向运动幅度大,有更大发生碰撞的风险;而在70927Pa的供压下进行启动则更为合适。      

高旋转数下不同通道转角梯形带肋回转通道的换热特性

为研究截面形状和旋转效应对高压涡轮动叶内部冷却通道换热的影响,对雷诺数为10000～50000,旋转数为0~209,通道转角为0°、225°、45°的带直肋双流程梯形截面通道换热特性进行了实验研究。结果表明:静止状态下,在第一通道,梯形通道后缘换热强于前缘;在第二通道,前、后缘换热区别不大,后缘的换热略强于前缘。旋转状态下,对0°通道转角,随旋转数的增大,第一通道的后缘面换热仍强于前缘面和外侧面,且差异更明显;第二通道前缘换热相对后缘增强。在较高旋转数（旋转数大于1）时,0°通道转角工况的换热最强,45°转角最弱。      

基元叶栅攻角特性多目标优化

采用多段Bezier曲线对轴流压气机叶型予以参数化表达,通过Isight优化平台,结合S1流面数值模拟分析,以改良的非支配排序遗传算法(NSGA Ⅱ)对美国NASA单级轴流跨声压气机Stage 35的动叶和静叶叶中截面基元叶栅进行攻角特性的多目标优化,优化目标是降低全攻角范围内的总压损失系数以及拓宽攻角适应性范围。以总压损失系数最小点以及总压损失系数相对最高点和最低点的差值作为优化目标函数,叶栅流量不变为约束条件。结果表明:优化显著降低了动、静叶叶中截面基元叶栅的总压损失系数,并使其攻角适应性范围分别拓宽了5°和3°。      

超声速燃烧室乙烯/空气等离子体射流点火试验研究

在来流马赫数1.8,总温800K的超声速燃烧直连式试验台开展了乙烯/空气等离子射流点火的试验研究。采用高速摄影仪拍摄了等离子体射流流场结构、自发光火焰图像和火焰纹影图,对比分析了燃料喷注压力、混合燃料、等离子体射流介质对点火特性的影响。试验结果表明,等离子体射流与主流之间的剪切作用形成了大尺度的涡结构,射流尾流工质主要存在于凹腔剪切层附近,射流与主流干扰的全局特征主要表现在射流诱导的弓形激波上,射流动量的增加,激波强度增强。燃料喷注压力升高,点火后燃烧室稳态压力升高,同时压力响应曲线提前;乙烯喷注压力低于0.33MPa时,压力曲线出现一定震荡,燃烧室无法建立稳定火焰,在0.33~0.624MPa时燃烧过程存在超燃向亚燃燃烧模态转换,高于0.624MPa时点火过程趋于平稳。乙烯和甲烷混合燃料的点火贫油极限出现在喷注压力0.394MPa附近。等离子体射流虽能提供高温工质,但是其射流尾流中经冷空气掺混的部分气体分子将对燃料浓度起到稀释作用,进而影响点火性能。     

基于变刚度特性的轴流压气机叶型重构方法研究

为能准确预估轴流压气机叶片在工作状态下的形状,基于流固耦合迭代策略,考虑离心力和气动力对叶片变形的作用,发展了一种适用于轴流压气机的叶型重构方法。在构型转化过程中,计入了叶片受力载荷随叶型变化的非线性效应以及叶片的变刚度特性。采用叶片变形后状态的受力载荷与刚度矩阵计算叶片节点位移,反复迭代修正热态叶片形状,最终获得满足精度要求的热态叶型数据。利用所提出的方法,对Stage 37的转子叶片进行了叶型重构,经20步迭代计算可获得最大残差小于10-4mm量级的热态叶型,通过与试验数据的对比分析,验证了重构算法的可靠性和工程实用性。     

稀薄大气下机械展开式再入飞行器气动特性研究

以机械展开式再入飞行器为研究对象,采用DSMC(直接蒙特卡洛模拟)方法计算分析了其在稀薄大气环境下的气动特性.讨论了飞行器在不同高度下的流场特性和升阻及配平特性,结果表明飞行器流场及受力特性对大气稀薄程度显示出较强的敏感性;进一步分析了连续流过渡至稀薄大气下飞行器的阻力系数,得出了随着来流Knudsen数增加,大气稀薄效应逐渐显现,传统的CFD方法已不再适用于描述流动特征的结论,同时给出了依据来流Knudsen数大小采取CFD和DSMC方法分别进行计算分析的建议.     

高温升直流燃烧室燃烧特性数值研究

为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性,建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型,采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法,开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生,同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构,同时主燃孔射流部分进入主燃区,能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求,Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标,而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标,Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标,燃烧室出口温度分布品质较好。     

扇翼气动特性试验研究

通过对扇翼飞行器采用风洞试验的方法,研究横流风扇在不同风扇转速、来流速度、迎角、前缘开口角和叶片安装角下的升力、阻力和需用功率,得到相关的试验数据,并进行了处理分析。结果表明:风扇转速是影响扇翼升推力的主要因素,不同迎角和来流速度下扇翼的气动特性也不相同,前缘开口角和叶片安装角对扇翼的气动特性影响也比较大。本试验进一步验证了扇翼的工作原理以及获得控制扇翼飞行器升推力的方法,为大尺寸扇翼无人机的设计制作提供技术支撑。