一种气动式冲击响应谱试验系统的设计与分析

大多数航天器单机产品都要求进行冲击响应谱试验,试验量级普遍为1000g~2000g,甚至超过3000g。对于较大质量(如50 kg以上)产品高量级的冲击试验,振动台、传统的摆锤式或跌落式冲击试验台均很难满足相关要求。文章研究并设计了一套能够进行大质量受试产品高量级冲击响应谱试验的气动冲击试验系统。该系统利用压缩空气瞬间释放膨胀推动质量块加速撞击具有多阶固有频率的谐振板,通过谐振板被激起的响应模拟复杂的衰减正弦波。测试结果表明,系统空载时冲击谱量级达8000g,负载200 kg时可达5000g,时域曲线为振荡衰减波,持续时间小于10 ms。文章提出的气动式冲击响应谱试验系统设计方法可为此类冲击试验系统的设计提供参考和理论依据。     

超额定状态下二元超声速进气道的流动特性

为了揭示超额定工作状态下超声速进气道内的复杂流动机理,对一设计马赫数为2.0的二元超声速进气道开展了数值模拟研究,获得了其在不同来流马赫数状态、不同节流状态下的流场结构.结果表明:当进气道工作在额定状态时,随着节流程度的增加,其激波串的核心区由偏向下壁面摆至偏向上壁面;而在超额定状态下,由于依次受到唇罩内侧分离包、唇罩激波等的影响,激波串核心区则由偏向上壁面转而摆至偏向下壁面.在来流马赫数为2.5的节流状态下,其唇罩激波与前体斜激波相交形成了马赫杆等复杂波系结构,而来流马赫数为3.0状态却并未形成此类现象.在上述两种超额定工作状态下,前体斜激波的上透射激波均在高反压条件下演化为正激波形态,而唇罩激波的下透射激波形态也发生了明显的改变.      

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。     

爆轰驱动激波管缝合激波马赫数计算

采用数值求解的方法得出了氢氧爆轰驱动激波管的缝合状态参数.以空气为试验气体时,缝合激波马赫数随着H2摩尔浓度的增加而增加,H2摩尔浓度达到90%左右时达到最大.当缝合马赫数较高时,需要考虑高温真实气体效应的影响,缝合激波马赫数较理想气体的高.以氢空气混合气为试验气体时,缝合激波马赫数较以空气为试验气体的小.通过调整驱动气体与被驱动气体的初始参数,可以得到即能恰好消除Taylor波又能缝合的运行状态.     

压力恢复系统扩压器激波串现象的数值模拟

通过求解由S-A一方程湍流模式封闭的三维雷诺平均Navier-Stokes方程,采用有限体积方法对激光器压力恢复系统变截面扩压器常温状态下的三维流场进行了数值模拟.数值计算和实验符合良好,较好模拟了扩压器中由激波/边界层干扰诱导的复杂流场的流场特性并再现了流场中的"激波串"和"伪激波"现象.本文对激波串的形成机理进行了分析,发现了几种变截面扩压器特有的激波串结构,并研究了扩压器扩张角对扩压效率的影响.     

激波与固体颗粒群相互作用实验研究

为了研究FAE武器、温压武器中燃料抛撒问题,在垂直激波管里进行了气-固两相流的实验研究。主要研究激波（Ma=1．96）与3种不同堆密度的石英砂颗粒群相互作用,用高速摄影仪对颗粒在抛撒过程进行图像捕捉,得到颗粒在抛撒阶段的速度。研究颗粒群在超声速气流下的运动规律以及激波对颗粒群加速的影响规律,分析激波通过颗粒群时气-固两相流中的动力学过程。定量分析颗粒堆密度对激波的影响,得出了固体颗粒群受到激波作用后抛撒过程中纵向和横向颗粒云团体积增加,颗粒云团平均浓度减少;颗粒群的堆密度与颗粒粒径、抛撒初速度、反射激波的强度都成反相关关系。     

MEMS惯性测量单元减振系统仿真分析

MEMS惯性测量单元使用MEMS仪表作为角速度和加速度传感器,该传感器对振动和冲击敏感,会引起惯性测量单元的测量误差.MEMS惯性测量单元多用于飞机、炸弹、导弹等振动环境恶劣的地方,因此减振器的设计尤为重要.减振器设计首先要明确惯性测量单元所处的振动环境,其次要明确MEMS惯性测量单元敏感的频点,最后明确惯性测量单元的质量、安装形式.设计了一种用于MEMS惯性测量单元的减振器,减振效率达75％,对振动和冲击均起到衰减的作用,衰减频带展宽,且在峰值的放大倍数低于3.5.     

大型民机翼型变弯度气动特性分析与优化设计

为了提高飞机巡航过程中升力系数、马赫数变化后的气动效率,大型民用运输机开始采用机翼变弯度技术。以典型远程宽体客机翼型为例,研究了翼型后缘变弯度对气动性能与压力分布的影响。利用代理模型建立了不同巡航设计工况下,翼型后缘弯度与气动性能的关系。以此为基础,提出了基于代理模型的大型民机翼型变弯度设计优化方法。算例研究表明,在给定巡航升力系数与马赫数下,该方法可以预测出翼型的最佳弯度,从而改善非设计点气动性能。该方法对大型民机机翼变弯度构型设计工作有一定的工程意义。     

壁面抽吸条件下的爆震波传播特性

为研究静止气中壁面抽吸对爆震波传播特性的影响,采用数值模拟方法研究了多孔抽吸壁面条件下爆震波的流场结构、传播速度等特性的变化规律。结果表明多孔抽吸壁面对爆震波传播特性有两方面的影响。首先,流场与多孔壁面发生碰撞产生弧形激波,弧形激波对爆震波的横波结构造成直接破坏,导致靠近多孔壁面区域的爆震波产生明显的速度亏损,爆震波强度削弱甚至熄爆;其次,多孔壁面作用导致了流场不稳定性增强,流场与孔板碰撞产生高温高压点,对爆震波的传播有促进作用,尤其在临界条件下,可能导致爆震波熄爆后重新起爆。在保持抽吸压力和边界条件不变情况下,对不同活性及不同抽吸距离时的爆震波传播特性进行研究,发现预混气活性降低、抽吸距离增长时,爆震波结构和传播速度受壁面抽吸影响增强。在加长抽吸距离条件下,随着预混气活性的降低,存在3种爆震波传播现象,即自持传播、熄爆后重新起爆以及完全熄爆。将相应工况下的实验研究与数值模拟结果进行对比,验证了数值模拟结果的正确性。     

后掠翼三维鼓包串激波控制参数的影响

针对跨声速后掠翼,三维鼓包串作为一种有效的减阻方式具有结构简单、高效及鲁棒性好等优点.利用全局优化算法探索了鼓包设计参数空间的整体特性,并对鼓包长度、三维鼓包展向设计参数对鼓包减阻效果的影响进行了研究,发现鼓包顶点位置和高度对阻力系数最敏感,三维鼓包的展向设计参数则对阻力系数不敏感,而鼓包长度和鼓包相对展长越长越有利于减阻.在此基础上开展了小后掠角自然层流机翼加3种不同类型鼓包串的优化研究,通过优化结果发现,增加优化后的三维鼓包串,可将小后掠角自然层流机翼阻力发散马赫数向后推移,并且鼓包平均长度和控制区越大,效果越好.三维鼓包串具有良好的局部控制特性,可用于局部较强激波的抑制.三维鼓包串对常规后掠翼波阻具有良好的控制效果,同时能够抑制激波诱导的机翼后缘气流分离.