基于米勒定律的机载电子设备可靠性研究

机栽电子设备在其寿命周期内要经受各种严酷环境的考验，每种恶劣环境都会对其疲劳寿命造成损伤。米勒定律在电子设备可靠性评估中得到诸多应用，以其为基础，分析振动及温度冲击环境对电子设备的结构件及元器件寿命的影响，对电子设备可靠性进行了评估。     

高超声速高焓风洞试验技术研究进展

高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。      

波转子非定常泄漏流动机理

针对制约波转子性能的泄漏问题,通过提取波转子中与泄漏相关的主要流动现象并建立波转子单通道泄漏模型,对非定常泄漏流动机制进行了详细的数值研究,对本文给出的非定常泄漏损失预测模型进行了数值验证。结果表明:转子通道中存在不同程度的压力波动,波动幅值与间隙宽度有关;连续反射膨胀波、周期性出现的弓形激波及其反射激波是压力波动的根本原因;间隙内部泄漏过程存在3个主要的流动阶段;泄漏过程中通道激波传播速度不变、波后时均压力不变;在一定间隙宽度范围内,激波马赫数、激波静增压比与无量纲间隙宽度均呈线性关系,当间隙宽度从0增大到0.08时,激波马赫数衰减7.3%,激波静增压比衰减10.1%;泄漏流动通过泄漏产生的主膨胀波对激波传播过程施加影响,通道激波衰减本质上是理想激波与主膨胀波叠加效应的结果;泄漏损失预测模型与数值结果吻合良好。     

欠膨胀椭圆射流的流动结构

为了探讨超声速欠膨胀椭圆射流的流动特征,采用大涡模拟（LES）方法与高精度混合格式对出口压力比N分别为14、24、40的欠膨胀椭圆射流流场结构进行数值模拟。结果清晰描述了欠膨胀椭圆射流的三维(3 D)结构特征与发展规律,并分析了因喷嘴方位曲率不一致而导致长轴与短轴平面上激波结构出现差异的原因。另外,结果还发现:当N为24时,短轴平面上射流域内的激波结构已由正规反射转变为马赫反射,但长轴平面上仍维持正规反射,而当N为40时,长轴与短轴平面上的激波结构均为马赫反射结构,由此可知喷嘴方位曲率变化越平缓,马赫反射形成所需的出口压力比越大。      

摆冲试验机标准谱形库构建及调试方法研究

文章针对新研航天产品没有现成的控制谱形可借鉴的问题,为了获得试验规范要求的控制谱形,设计了冲击试验方案,通过开展大量试验采集试验谱形数据,由最小二乘法获得摆角、波形发生器、缓冲垫等各因素组合下的最优拟合曲线,并归纳汇总获得标准谱形,形成摆冲试验系统标准谱形调试数据库,再经过多个工程型号试验验证了其有效性和便捷性。分析摆角、波形发生器刚度、缓冲垫类型、夹具重量及装夹螺钉数量对冲击响应谱形的影响,总结形成摆锤式冲击试验机调试方法。研究成果有助于指导航天产品冲击响应谱试验控制谱形的快速确立,以缩短调试时间,降低试验风险。     

液压减震器动态特性的计算机仿真

本文用“状态方程法”辅以Longe-Kutla数字积分法求解微分方程组,成功地进行了液压减震筒这类非线性不连续系统的时域分析。     

在核爆炸冲击波环境中飞行飞机的结构动力响应分析

着重分析在核爆炸冲击波环境中飞机结构动力响应有关问题,推导了动力学基本方程,介绍了飞机在核爆炸冲击波中非定常气动载荷计算方法,给出了结构动力响应分析的思路和计算过程,提出了飞行飞机在核爆炸冲击波作用下总体结构安全边界值的估算方法,并对存在的问题进行了讨论。     

二维超音速激波风洞及其应用

简述了二维超音速激波风洞的设计要点和性能,并给出在该风洞中低凸台诱导激波和湍流边界层相互作用的实验结果。实践表明：在被驱动段和喷管之间安装一个前缘光滑的矩形剖面短管道;并将二维喷管精加工成型,就能获得实验所需的均匀超音速气流。