某飞行器推力矢量试验测力装置研制

为满足某飞行器推力矢量试验的测试要求,采用两台六分量应变天平和一个空气桥组成测力装置来实现飞机全机气动力和喷管推进特性同时分别测量。基于有限元软件,对天平的应变及空气桥对天平的干扰进行了分析。结果表明:空气桥对天平力分量的干扰值优于5%,对力矩(滚转力矩除外)分量的干扰值优于15%,达到了设计指标。通过校准获得了单独天平、天平带空气桥(充压、不充压)状态下的校准公式,校准结果表明:两台天平各分量的综合加载误差均优于0.3%,天平带空气桥(充压、不充压)状态下各分量的综合加载误差优于0.5%,空气桥对天平的干扰量值与有限元分析结果一致。理论分析与实测结果证明:研制的天平及空气桥达到了预定目标,它的测量精准度高,满足推力矢量风洞试验需求。     

引气结构对二元塞式喷管冷却和红外辐射特性的影响

为降低加力状态下二元塞锥表面温度和喷管红外辐射强度，对塞锥进行冷却结构设计。采用数值模拟的方法对比分析了引气结构、冷却通道高度和冷气入口总压比对塞锥冷却和喷管红外辐射特性的影响。结果表明：塞锥冷却后其表面温度和喷管红外辐射强度显著降低；引气腔内无冲击板时，引气角度的改变引起射流核心区位置的变化，造成塞锥头部和前缘展向温度分布差异明显，引气角度为90°时塞锥表面最高温度要比30°和60°的模型高50K；加装冲击板后，冷却通道内的流量分配和塞锥前缘的展向温度分布得到有效改善、塞锥头部的换热得以增强，但同时会引起较大的总压损失，因此相同入口总压比下，加装冲击板后冷却流量降低、塞锥外表面温度升高；随着冷却通道高度增大，冷气流量增加、流速降低，故存在一个最佳通道高度使得塞锥冷却效果最好；以塞锥无冷却为基准，入口总压比为1.0～1.8时，塞锥外表面最高温度降低了470～590K,0°探测角上红外辐射强度降低了25%～33%。     

基于可调品质因子小波和簇稀疏增强的磁异常信号特征提取研究

在磁异常信号目标探测中,由于存在背景噪声的干扰,导致采集到的磁信号中的有用特征极其微弱,从而极大地增加了特征提取的难度。文章提出了一种基于重叠簇收缩算法的可调品质因子小波变换的稀疏特征提取方法。与传统的固定品质因子值相比,该方法可根据信号的振荡特性调整品质因子,从而有效地诱导稀疏;此外,重叠簇收缩算法可有效地从具有簇特性的信号中提取微弱特征,从而增强特征的提取精度。经工程验证,将该方法应用于磁异常信号特征提取,可从复杂背景干扰信号中精确地提取出有用的稀疏目标特征。     

超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性，设计了工作马赫数范围为0～4的超声速可调进气道，在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比（ICR）为1.79时，进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中，在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立；而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构，导致其整体压升高于设计流态，并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当，其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%，临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播，且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近，但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。     

航空发动机全机推力试车台测力方法与校准技术

为了实现航空发动机全机推力测量,研制了一种航空发动机装机条件下的推力测量平台,该平台采用“品”字形布局,嵌入到地面的试验地坑以下,实现了对不同类型飞机的推力测量。介绍了测量系统以及校准方法,使用该测量平台,分别对某大型运输机和战斗机进行了推力测量试验,实现了该两型飞机的推力测量,测量精度高,由于进排气以及发动机安装位置的影响,全机推力测量平台所测得的发动机装机推力与台架标准推力相比存在一定差距,运输类飞机推力损失一般小于3%,战斗机损失达到了5%～15.1%之间。     

两相流对固体火箭发动机塞式喷管性能的影响

针对固体火箭发动机中气固两相流对塞式喷管性能的影响,利用颗粒轨道模型法计算了环喉型塞式喷管两相流流场,辨识颗粒在流场中的运动轨迹,分析不同粒径颗粒对流场及推力性能的影响。结合传统钟形喷管,比较不同工况下塞式喷管与钟形喷管的推力性能,分析气固两相流对塞式喷管高度补偿特性的影响。结果表明：随着颗粒粒径的增大,颗粒会出现交错式的运动,增加了流场的复杂性;单个颗粒与该截断式塞锥只会发生一次碰撞,且粒径越大,碰撞位置越靠前;单一粒径颗粒带来的推力性能损失与颗粒粒径成正比,与工作压比成反比;真实工作条件下,相比于钟形喷管,气固两相流在设计工况对塞式喷管带来约3%更多的推力效率损失,推力效率最终趋于弱于钟型喷管2.7%,但塞式喷管在低压比工况仍具有可观的性能优势。     

航空发动机全飞行包线稳态划分方法研究

航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题,为此,提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性,结合大气条件的客观规律,通过两种划分方法将飞行包线划分为65 个区域,用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全包线内各区域标称点与边界点参数的对比,证明两种方法均对全飞行包线划分有效,可为后续航空发动机控制器设计提供理论基础。     

三轴承矢量喷管红外辐射特性

针对涡扇发动机用三轴承矢量喷管（3BSN）,通过数值模拟的方法研究了在巡航和垂直起降（VTOL）状态即非矢量和90°矢量状态下三轴承矢量喷管的红外辐射空间分布特征,并分析了其影响机理。结果表明,在非矢量状态下由于特殊的几何型面使得喷管下壁面出现了局部高温区,喷流形状也变成椭圆锥形,造成垂直探测面上正探测角壁面红外辐射较负探测角最大增加44.6%,水平探测面上的燃气红外辐射大于垂直探测面;90°矢量状态下,由于偏转的喷管结构对前端高温部件的遮挡,总辐射峰值仅为非矢量状态的43.3%;喷管90°矢量偏转使得远离曲率中心一侧的气流速度降低温度升高,喷管外侧出现了大范围的局部高温区,导致垂直探测面负探测角范围的壁面辐射大于正探测角范围,最大相对差值达到71.9%。喷管偏转也遮挡了部分喷管内部的高温燃气,垂直探测面负探测角的仅能覆盖喷管出口处的高温燃气区域,明显小于正探测角,造成燃气辐射出现了20%的最大相对差值。     

各推力级霍尔推力器研究现状与展望

介绍了霍尔推力器原理的基础上,推导分析了霍尔推力器推力的影响因素,总结了改变其推力的主要方法。概述了微牛级、毫牛级和牛级等不同推力级适用的航天任务类型,按照3个级别对国内外霍尔推力器型号进行了分类,分别对3个推力级各系列型号的发展及趋势进行了梳理与分析。对各推力级霍尔推力器发展的关键技术进行了展望。针对其中的技术瓶颈与发展趋势进行了总结分析。全面、系统地针对各推力级霍尔推力器进行了综述。结果表明:毫牛级发展最为成熟的推力级,而随着航天任务类型逐渐丰富,微牛级和牛级霍尔推力器发展潜力愈发突出;研究结果提出了霍尔推进器应提升整体性能、扩展推力覆盖范围,强化多模式工作能力,发展空心阴极以及探究不同推进剂等建议。该研究结果对于霍尔电推进的进一步发展具有参考价值。      

离心叶轮背腔复杂流态及调控方法研究进展

因叶轮/扩压器转静间断,离心压气机级中必然存在引气腔并对级性能产生影响,中小型航空发动机/燃气轮机用半开式离心叶轮中背腔引气影响尤为突出。从简化及真实离心叶轮背腔流态研究、复杂流态调控方法、对级气动性能影响、叶轮/扩压器/背腔多维度耦合模拟方法等方面进行了综述,展示了背腔引气对风阻损失、轴向力平衡、油/气密封及冷却气输送等多方面重要影响,并对其可能的先进设计方法进行了分析与展望。