二元高马赫数进气道的起动特性数值研究

采用数值模拟方法,研究了不同内收缩比二元高马赫数进气道的起动特性。研究发现:内收缩比影响进气道的加速起动特性,内收缩比越大,加速自起动马赫数越大,加速过程中,大内收缩比性能参数只有1次阶跃,而小内收缩比构型性能参数存在2次阶跃;相同来流条件下,隔离段出口反压对具有不同加速自起动能力的进气道影响不同,来流马赫数高于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后可以再起动,来流马赫数低于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后无法再起动,且抗反压能力严重下降。不起动状态下的进气道对出口反压十分敏感,给定出口反压边界条件的模拟方法很难获得稳定的不起动流场。     

多层挤压型电流变阻尼器在转子振动控制中的实验研究

设计了用于转子振动控制的多层挤压型电流阻尼器,通过对悬臂转子系统的实验发现：随外加电压的增大,这种阻尼器能有效地抑制转子系统的临界共振,但当转速超过临界转速后,系统的响应反而增大,为消除这种不利影响,引入了开/关控制法,实验表明：它既能有效抑制临界共振,消除不利影响,又不会引起系统的不稳定。最后实验验证了这种阻尼器抑制转子系统突加不平衡响应的有效性。     

基于侧向膨胀影响爆震波的自持机理

为了研究受侧向膨胀影响时爆震波的传播特性及自持机理,在实验段对比分析了当量比(0.70~2.25)和波前预混气高度(1,2,3cm)对爆震波自持传播能力的影响.实验表明:波前预混气高度越高、预混气活性越强,则爆震波抵御侧向膨胀影响的能力越强,速度亏损越小,自持传播能力越强.运用Fay流体扩张理论,Dabora和Murray速度亏损理论,并结合Zeldovich-von Neumann-D?ring(ZND)模型对受侧向膨胀影响的爆震波激波角、界面角和速度亏损进行理论预测,证明Dabora的理论预测与实验值吻合很好,且发现若要受侧向膨胀影响的爆震波自持传播,则其速度亏损的极限为7.0%~11.0%.      

基于Volterra-Laguerre扩展模型的发动机加速过程辨识

提出了航空发动机的动态非线性Voherra-Laguerre扩展模型的辨识建模方法.应用Laguerre序列简化线性系统的原理,将Volterra级数模型拓展为Volterra-Laguerre扩展模型,该模型较传统Volterra级数模型减少了辨识量,提高了辨识速度.采用航空发动机地面试车数据辨识建立了其加速过程非线性Volt-erra-Laguerre扩展模型,通过递推最小二乘法辨识了模型参数.仿真结果表明,模型精度高,高低压转子相对转速误差均小于1%,涡轮后燃气温度误差小于3℃,满足发动机控制仿真的需要.     

锂锌铝硅系微晶玻璃的显微结构及性能

采用DTA、XRD、SEM等分析了锂锌铝硅(LZAS)系微晶玻璃的析晶及热学和力学性能.结果表明:610℃时析出晶体γ_Ⅱ-LZS,为0.2μm的树枝状;650℃时出现直径为0.5μm的球状方石英晶粒,随后晶粒消失;720℃之后开始析出蜂窝状网络结构β-石英固溶体,并且γ_Ⅱ-LZS逐渐转化为γ_0-LZS晶体;8500C时β-石英固溶体转变为均匀的颗粒状β-锂辉石固溶体,直径为1 μm.试样的线胀系数随晶化温度先增大再减小后趋于平稳,而试样的弯曲强度先减小再增大后趋于平稳,其变化规律依赖于晶化过程中产生的晶相的种类以及含量.     

与飞机融合的单边膨胀喷管排气系统

单边膨胀喷管（Single Expansion Ramp Nozzle,SERN）是1种新型的排气喷管,具有可以有效抑制航空发动机排气系统的红外辐射和雷达反射截面积、后体阻力小、质量轻、增加飞机的敏捷性和可操控性等优点。运用计算流体力学/红外辐射（CFD/IR）数值模拟的方法,采用标准k-ε湍流模型和标准壁面函数,研究了轴对称喷管、单边膨胀喷管和开缝冷却单边膨胀喷管的排气系统与机身融合后的红外辐射特性空间分布规律。结果表明：单边膨胀喷管大幅度降低了排气系统尾向红外辐射峰值,其降幅达到60%以上,说明了单边膨胀喷管与后机身融合、遮挡内部高温部件,从而降低了尾向红外辐射的卓越红外抑制效果。     

激波运动与反射流场的ENO算法

在ＴＶＤ格式的基础上，以修正限制函数的方法，将通常的ＴＶＤ格式改造为性能更为优越的ＥＮＯ格式，并利用这种有限差分格式求解欧拉方程和薄层Ｎ－Ｓ方程。分别数值模拟了激波管中运动激波与三种楔形物体相互作用流场；给出了激波在不同物体上的反射及波涡干扰过程中非定常流场的变化情况；算出的波系结构与在ＣＡＲＤＣ小型激波管中做的相关实验结果一致。     

复合材料热胀系数影响因素分析

文摘为了分析复合材料热胀系数的影响因素,对复合材料热胀系数设计起到指导意义,通过理论分析方法对纤维树脂体系、铺层顺序、铺层角度偏差、纤维体积分数等复合材料热胀系数影响因素做了相应研究。结论表明:同种基体不同纤维,其热胀性能表现出较大的差异;不同基体对同一种纤维热胀系数有较大的影响;0°铺层在管的外层会有助于降低轴向热胀系数,同时也会对径向热胀系数的增大有一定贡献;铺层角在30°~60°时,由于角度偏差带来的热胀系数偏差较大。复合材料管件的轴向热胀系数与纤维体积分数之间呈现出高度的非线性与非单调性,径向的热胀系数呈现出单调的降低现象。     

基于数字图像相关方法的非接触高温热变形测量系统

 为测定高速飞行器材料与结构的高温变形,将基于图像的变形测量的数字图像相关(DIC)方法与基于红外辐射加热装置和闭环控制的瞬态气动热试验模拟系统相结合建立了一套非接触高温热变形测量系统。该系统通过瞬态气动热试验模拟系统中的红外辐射加热装置对被测试样施加快速和精确可控的热载荷,温度加载范围从室温到1 200 ℃。在热加载过程中用数字摄像机记录不同温度下被测试样表面的数字图像,随后用DIC方法对这些记录的数字图像进行分析,从中提取被测试样表面的全场热变形。为验证该高温变形测量系统的性能,测量了铬镍奥氏体不锈钢在20～550 ℃温度范围内的热变形和热膨胀系数(CTE),结果显示该系统可快速方便地对航空航天材料的全场高温热变形进行精确测量。     

超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案

高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.