高速火箭弹的气动加热计算

研究了高速大长径比火箭弹在弹道飞行中由于气动加热而引起的温度分布,为设计提供参考数据.通过理论研究,建立数学模型,运用数值计算方法对全弹体在全弹道上进行气动加热计算分析,得出了火箭弹在弹道飞行中,由于气动加热而引起的温度分布.运用数值计算的方法可以在设计阶段为高速火箭弹的设计提供气动加热方面的参考数据.     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

高速火箭弹的气动加热计算

研究了高速大长径比火箭弹在弹道飞行中由于气动加热而引起的温度分布，为设计提供参考数据．通过理论研究，建立数学模型，运用数值计算方法对全弹体在全弹道上进行气动加热计算分析，得出了火箭弹在弹道飞行中，由于气动加热而引起的温度分布．运用数值计算的方法可以在设计阶段为高速火箭弹的设计提供气动加热方面的参考数据．     

高超声速环境D6AC钢结构多物理场耦合模拟

为探究热防护材料在高超声速环境下的服役行为,采用风洞试验和数值模拟方法研究了D6AC钢结构在多物理场耦合作用下的失效问题.基于高超声速气动力学、结构力学基本理论,建立高超声速D6AC钢结构的多物理场耦合理论模型,利用Navier-Stokes方程模拟得到其在不同飞行环境下的气动加热和结构响应,并对数值模拟的结果进行风洞试验验证.结果表明,风洞试验结果与数值模拟结果相吻合.气动热是导致D6AC钢结构破坏的主要因素,在三组来流条件下钢结构均发生了烧蚀现象,结构烧蚀开始时间取决于来流总温的大小.     

一种临近空间飞行器的新型发射方法

提出了一种利用磁悬浮技术提供初始速度、利用冲压发动机实现临近空间飞行的新型发射方法.该方法在飞行器发射初段采用磁悬浮技术助推,产生冲压发动机要求的初始速度,在冲压发动机最佳工作高度水平加速后将飞行器送至临近空间.通过数值计算,说明该发射方法可行.     

基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。     

涡喷发动机用于无人机飞行试验可能性探索

弹用涡喷发动机改型作为无人飞行平台动力装置时,首要研究内容之一是发动机控制系统可行性研究。文章在分析某型涡喷发动机控制系统原理的基础上,基于以惯性环节描述的发动机响应模型,对数字电子控制器采用一种PID算法,使发动机转速闭环控制系统的响应速度与发动机气动热力过程响应速度一致,控制量不超调。文中进行了实物在环仿真验证试验。仿真结果表明了控制系统可行性,采用变参数PID控制规律,能实现不同飞行条件和工况下的发动机转速闭环控制。该算法结构简单,通过发动机非线性气动热力模型易于获取控制参数。     

常规弹超高速发射的结构设计

目的论证常规弹丸在超高速武器中的发射可行性.方法对比分析弹丸的膛内负载、电磁环境以及超高速飞行时的气动加热等影响因素.结果常规弹丸在超高速发射时,弹底压力、引信所处的电磁环境以及在飞行过程中弹体表面及尾翼烧蚀的影响尤为明显.结论对常规弹丸进行适当的改进设计后进行超高速发射是可行的.     

脉冲爆震发动机热力学性能分析

为确定脉冲爆震发动机具有飞行优势的可工作条件,分析了一种吸气式脉冲爆震发动机工作形式,提出了相应的热力循环过程,通过引入代表参与爆震循环工质与流入发动机内的总工质比的循环系数概念,研究了理想情况下脉冲爆震发动机比Brayton循环更具有优势时循环系数的容许限.结果表明:相比冲压发动机,脉冲爆震发动机要在飞行范围0~5马赫具有优势,循环系数必须高于0.8,当这两种类型发动机燃烧汽油相同时,对循环系数的要求将高于0.9.     

吸气式高超声速技术研究进展

系统总结了中国空气动力研究与发展中心在吸气式高超声速技术研究方面取得的主要进展,包括：试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体／推进一体化飞行器。CARDC经过十多年的努力,建成和改造了三种类型的高焓设备：脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。开展了多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。通过连续式和脉冲式风洞试验结果对比,表明工作时间大于100ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在伽．6m风洞中,完成了1．5m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。同时提出了地面试验、CFD和飞行试验三者综合研究分析的重要性。     

亚声速自由射流装置喷管-进气道位置关系

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。结果发现进气道距离喷管出口太近会使流场相似度下降,飞行马赫数、攻角和发动机进气流量都会对进气道的最佳安置距离产生影响。     

驻波热声发动机振荡频率转换特性

为了研究驻波热声发动机的起振特性和频率转换特性,理解频率模态转换发生的条件,根据热声网络理论,对不同充气压力下驻波热声发动机的基频和二阶频率下的阈值温度进行预测.计算在不同充气压力和加热温度下驻波热声发动机的品质因子,分析在不同条件下的起振状态和频率转换特性,并在自行设计的驻波热声发动机实验台上测量起振温度和频率转换条件,将测量结果与计算结果进行对比验证.计算的起振频率和频率转换特性随充气压力的变化趋势与实验结果符合较好.     

涡扇发动机整机环境下压缩部件稳定工作边界计算方法

基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机的耦合,实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定,使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型。以某型涡扇发动机为例,计算比较了均匀进气时发动机整机环境和单独部件评定时压缩部件稳定工作边界的异同,从计算结果可以看到,均匀进气条件下,无论是风扇部件,还是压气机部件,在发动机环境下和单独部件环境下所得到的稳定工作边界基本相同,即发动机进口气流如果均匀,则风扇或压气机的稳定工作边界与稳定性评定环境无关。     

加热工艺对锌铁合金热成形钢镀层组织的影响

利用扫描电镜(SEM)及附带能谱仪系统(EDS),研究了加热工艺对锌铁合金热成形钢镀层组织的影响。结果表明,在传统箱式炉热冲压生产线上,通过适当的方式快冷,使镀层凝固后冲压,可获得表面质量良好、无扩散至基板裂纹的镀层;热冲压后的镀层组织主要由Γ相和α-Fe(Zn)组成,随着加热温度、加热时间的提高,镀层中的Γ相比例下降;为保证基板完全奥氏体化,在890℃的温度下加热180s,镀层中的Γ相比例可达40%,当加热时间提高至360s时,镀层中Γ相消失,将不具备阴极保护作用。     

变负载法研究热声发动机的声功输出特性

为提高热声发动机的驱动能力并为有效负载的设计提供参考，对一台行波热声发动机的声功输出特性进行了研究.应用变负载法，对该热声发动机的声功输出进行了精确测量.分析得到声功输出与热声发动机压比、加热功率和加热温度之间的相互影响关系.通过改变阀门开度和气库容积大小，分析了负载的阻力和空体积对声功输出和系统热效率的影响.结果表明，在输入功率为2.3 kW，充气压力为2.6 MPa，工作频率为51 Hz时，该热声发动机获得了122 W的最大声功输出.为设计与热声发动机系统具有良好匹配的热声制冷机及其他有效负载奠定了基础.     

并联式气动-柴油混合动力可行性研究

为预测并联式气动-柴油混合动力发动机的性能,判断其可行性,建立了该混合动力发动机的工作过程理论模型并进行了数值仿真研究.结果表明,这种形式的混合动力发动机能实现其设计目的,即回收利用柴油缸排气废热以提升气动缸性能.在不对柴油缸工作造成明显负面影响的情况下,混合动力气动缸的动力性与经济性较纯气动缸均有较大幅度的改善.对整个系统而言,提高了能量利用率,减少了对矿物燃料的消耗.与纯气动缸的情况相似,混合动力发动机中气动缸在低转速、高负荷的工况下也有较好的性能,但可以避免纯气动缸在高转速工况下性能急剧恶化的现象.原理性论证实验的结果也证明了该混合动力的可行性.     

V形尾翼无人机喷流对气动力特性干扰的数值模拟

全球鹰外形的无人机,其V形尾翼位于发动机喷管两侧,发动机的高温、高速喷流对尾翼和飞机的气动干扰影响很大。文章通过数值模拟分析了V形尾翼与发动机喷流的相互干扰作用,给出了全球鹰外形无人机在不同高度、马赫数以及相应的发动机工作状态下的气动力特性,定量对比不带发动机喷流和带有喷流的计算结果,得出了发动机喷流对尾翼及全机的气动影响,可作为无人机V型尾翼和发动机气动布局设计的参考。     

新型热成形汽车用钢的合金化设计与力学性能分析

针对传统22MnB5热冲压成形钢塑性不足导致其强塑积偏低的问题,模拟分析Mn,Cr,Co,Ni等合金元素对热成形钢显微组织临界冷却速度的影响,综合考虑淬透性、合金成本及热冲压成形钢实际生产工艺要求,设计新型汽车热冲压成形用钢,研究热冲压加热温度对其力学性能的影响。结果表明：在碳质量分数为0.20%、锰质量分数为1.70...     

基于等离子喷涂法的火箭弹尾翼热障涂层试验研究

针对火箭弹飞行中尾翼遭受气动加热损伤而造成飞行失效的问题,通过分析其尾翼结构特征,设计了适应尾翼工况的热障涂层结构和等离子喷涂制备方法,分析了预处理对热障涂层与基体结合力的影响,以及等离子喷涂工艺参数对热障涂层沉积率的影响,并进行了热障涂层静态和动态测试试验.试验结果表明,该热障涂层与基体的结合强度由10MPa提高至20MPa,风洞试验中,热障涂层可以在1 800℃高温和20s时间内,克服气动热而不产生剥落.     

TBCC发动机用进气道设计及沿飞行轨迹斜板角度优化分析

基于Oswatitsch的最佳波系理论、Kantronitz准则和CFD技术,开展了TBCC发动机用二维混压式几何可调进气道的设计研究。基于一维气动热力学理论和CFD技术,完成了沿飞行轨迹斜板角度的优化和典型工作点上进气道特性的计算。计算表明,基于一维气动热力学理论、Oswatitsch最佳波系理论、Kantronitz准则和CFD技术,且有附面层抽吸设计的进气道能够满足沿飞行轨迹的TBCC发动机性能要求,并具有良好的内外特性。