内乘波式内并联TBCC进气道变几何规律优化分析

为利用内收缩进气道在流量捕获、高性能压缩等方面的优势,积极探索基于内收缩式TBCC进气道设计技术是当前高速推进系统的前沿方向。本文基于自主提出的内乘波式进气道技术,研究了内乘波式TBCC进气道变几何技术。为保证变几何作动时进气道气流密封,同时减小密封板对进气道等熵波系的影响,采用对称面带二元过渡板的内乘波进气道作为TBCC基础型面。根据TBCC变几何方案,随马赫数变化进气道进行变几何作动,得到了变几何参数随来流马赫数变化的拟合公式,为各马赫数下变几何作动提供参考和依据.数值模拟结果表明:在工作马赫数2.0～4.0范围内,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.86以上,喉道总压恢复系数在0.77～0.93之间,气动性能良好。     

高外压缩比的高超声速内乘波进气道设计

为了提高内乘波式进气道的起动性能,扩大其稳定工作的马赫数范围,以得到一种高外压缩比例的高超声速进气道,在ICFC二维基本流场的基础上进行改进,提高流场的外压缩比例,减小流场长度,并基于改进后的基本流场生成内乘波式进气道。数值模拟结果表明:在来流马赫数6的设计状态,该进气道保持了内乘波式进气道的优点:流量捕获能力强(流量系数99.94%),显著减弱外流阻力等;较基于原ICFC流场得到的进气道,该高外压缩比的进气道长度更短,且性能略有提升(出口马赫数为2.78时总压恢复系数为0.459),能在马赫数3.8~6范围内起动工作,较原进气道具有更佳的低马赫数起动能力。     

不同来流马赫数下激光能量形成高超声速进气道虚拟唇口的特性

用基于三维非定常可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程的有限体积法计算了马赫数低于设计值6时一种高超声速进气道的性能参数,发现其性能存在明显下降。为提升进气道性能,将功率为15kW的激光能量注入进气道固体唇口前的流场中,形成虚拟唇口,马赫数为4.5,5.0和5.5时,计算得到来流捕获率分别提高了34%,20.6%和15.6%。绘制了不同马赫数下来流捕获率达到峰值时的流场压强云图,说明了虚拟唇口的特性及形成机制。结果表明:来流马赫数越低,来流捕获率越小,但相对于无能量注入时的来流捕获率的提升程度越明显;在不同来流马赫数条件下,通过改变激光能量引致的激波结构和位置,可达到最优状态,即激波与进气道前缘斜激波相交后的透射波打在进气道肩部位置的状态。     

非均匀来流下等压力梯度曲面压缩二维进气道性能

本文选用性能较好的设计点马赫6三楔压缩二维进气道为基准模型,精心设计了设计点马赫6性能与基准模型相当,采用等压力梯度曲面压缩的二维进气道。数值模拟分析了两进气道在非设计点和非均匀来流下的流场和性能。结果表明:非设计点,采用等压力梯度曲面压缩二维进气道,其流量系数、总压恢复和压比均高于三楔压缩二维进气道;在非均匀来流下,采用等压力梯度曲面压缩二维进气道比基准进气道性能要好,低马赫数下起动性能也较好,值得进一步研究。     

考虑边界层效应的进气道声衬最优阻抗的快速预测方法研究

在进气道内布置声衬可大幅降低大涵道比涡扇发动机的风扇前传噪声,对其声阻抗进行优化可进一步带来结构设计和空间布局上的收益;传统设计过程中针对最优声阻抗的预测没有考虑边界层效应,然而其对某些工况下的声吸收率误差达10 dB。为兼顾预测精度和计算耗时,本文发展了一种考虑边界层效应的最优声阻抗的快速计算策略:基于Brambley阻抗边界条件下线性化的欧拉方程的解,假设最低衰减模态的最大吸收率发生在圆管道模态归并点(野点),将声衬阻抗优化问题转化为寻找第一个野点对应声阻抗问题。采用该方法考查了不同平均流马赫数、边界层厚度、周向模态阶数和频率的影响,并与数值精确解及其他学者计算结果进行对比,结果证明了该方法的有效性,为将其推广到缓变进气道和多模态传播问题提供了参考。     

高压比旋转冲压叶轮研究

在喷气发动机的发展过程中,通过增大压气机的级负荷来减少压气机的级数,提高整个发动机的推重比(功重比)是一个重要的发展方向,而提高动叶周向速度是提高压气机级压比的重要发展途径.随着高负荷压气机的叶尖来流相对马赫数的进一步提高,利用复杂激波波系来实现增压效应的超音速压气机成为高性能压气机的研究趋势.本文在对比分析超音进气道、Rampressor和传统超音速压气机的基础上,将超音进气道的设计原理引入冲压叶栅的设计当中,提出了将冲压面布置于S1流面的旋转冲压压气机转子方案,并创造性地提出了内压式冲压叶栅的概念及相应的设计方法.采用此类冲压转子的压气机,具有大流量、高负荷、高效率的特点.数值模拟的结果表明,当叶尖速度达450m/s时,冲压叶轮的静压升可以超过4.5,总压升可达2.9,叶轮的效率则为83%左右.     

降低加肋双层圆柱壳辐射噪声线谱的结构声学设计

为降低双层圆柱壳辐射噪声线谱,从控制内壳振动响应和衰减壳间振动传递率进行结构声学设计。采用机械阻抗理论分析了环肋圆柱壳模态响应控制机理;由环肋振动方程推导分析了环肋径向机械阻抗特性;基于阻抗失配、波形转换原理提出一种阻抗加强环肋,分析了振动波阻抑特性;利用阻尼减振技术,综合考虑肋板的刚度、阻尼特性,设计了金属橡胶层叠肋板;结合数值计算实例,分析了设计双层壳模型的声辐射性能。结果表明:设计的双层加肋圆柱壳结构能有效降低辐射噪声线谱,在分析频段内辐射声压线谱平均降低约6.6 dB。研究结果对研制低噪声水下航行器具有良好的工程价值和应用前景。      

高超音速进气道的冷却研究

作为我国航天飞机研究的一个开端，本文以美国ＮＡＳＡ高超音速研究发动机ＨＲＥ的进气道几何为模型，进行了飞行马赫数为６时的进气道各部分的气动和气动热计算，并在此基础上提出了以氢燃料作冷却剂的主动冷却结构，进行了冷却计算，证明提出的冷却结构所需要的氢用量是合理的。     

超音平面叶栅激波损失模型的研究

对超音叶栅极限特征线以前流场特征的分析表明,外伸波系导致的总压损失主要受无量纲前缘半径(R_(le))和来流马赫数(Ma_(∞))影响。通过对理论解的简化,本文建立了计算外伸波系引起的总压损失的经验关系式。相比以前的损失模型,该关系式在0.0074R_(le)0.0148,1.1Maa_(∞)2.1时具有更高的精度。针对超音叶栅由未启动状态向启动状态转变的过渡状态,在分析前缘内伸波的激波形态时,本文认为采用内伸波波阵面和流道内流线始终垂直的处理方式更加符合内伸波波后亚音的流动特征,并依此建立了过渡状态下内伸波损失计算模型。通过和已有模型估算结果以及实验结果的对比可知,在过渡状态下,采用本文提出的内伸波损失模型,能够准确计算超音叶栅的前缘内伸激波损失。     

基于弯曲激波特征线法的两级压缩内收缩流场设计与分析

进气道是超声速飞行器的关键部件,设计核心是无黏超声速流场的确定,而波系结构又直接决定了流场的性能。考虑到实际应用价值,基于给定激波的超声速流场反设计至关重要。传统单道入射波的流场结构简单,压缩效率不高,且传统特征线法（method of characteristics,MOC）无法获得高阶的气动参数。为了拓展设计思路,首先利用弯曲激波特征线法展示了内收缩超声速流场不同的单元过程,随后基于此法提出了一种已知入射和反射激波的两级压缩内收缩流场的概念及反设计方法。基于此法设计的基准流场与数值模拟结果吻合良好,双入射激波可以提高压缩效率并缩短长度,能够实现波系结构和出口参数的分布可控,在非均匀来流条件下也能得到相应型面。在给定激波的条件下,求解分析了一系列具有中心体的轴对称流场,讨论入射和反射激波激波角分布对流场气动参数和几何参数的影响。弯曲激波特征线法的精确性和有效性使其成为平面/轴对称超声速流场反设计的良好候选。      

A0模态Lamb波聚焦透镜的结构设计及实验研究

基于折射率的弯曲波透镜多在板结构上打孔或挖槽,这种设计破坏了原有的结构,降低了板的刚度和稳定性。鉴于此,通过在板表面镶嵌棱柱的方式设计了A0模态Lamb波的聚焦透镜。首先,详细讨论了棱柱的结构参数对Lamb波带隙的影响机理,获取了波速与结构尺寸的定量关系,并实现了透镜的结构设计;其次,有限元仿真了该聚焦透镜的工作性能,包括聚焦位置、焦点处能量分布、聚焦尺寸、工作带宽等;最后,通过实验验证了该透镜设计的正确性。研究结果表明,设计的透镜能够使弯曲波聚焦在预先设定位置,且在不改变结构参数的情况下具有一定的工作频率带宽。该透镜设计方法具有聚焦性能优越、刚度强、易于加工等优点,为声聚焦透镜在无损检测、能量收集等领域的实际应用提供了参考。     

鼓泡型板片元件结构对传热特性的影响

鼓泡型板式换热器是一种新型热交换器。目前其板型几何参数对板片通道内流动与传热的影响规律还不清楚。本文基于多场协同原理进行了数值研究,发现当单元体长度增大或宽度减小时,通道摩擦阻力因子f减小,综合性能评价参数PEC值增大;当单元体相对主流流动方向倾斜角为90°时,f值最小,PEC值最大。本文的研究结果对鼓泡板片传热元件的几何结构优化设计具有指导意义。     

任意边界板结构的声辐射模态误差传感器的设计

获取声辐射模态伴随系数是基于声辐射模态理论进行主动结构声控制(ASAC)的重要环节。以往PVDF分布式传感器的设计难点是振速展开受边界条件的限制,其设计过程往往是针对特定边界条件展开的。本文在声辐射模态理论和两维分布式传感器的压电方程的基础上,将板表面振速分布用Legendre多项式展开,给出了两维板结构的PVDF传感器形状与边界条件无关的设计方法。这样设计得到的传感器能应用于任意边界条件和任意振速分布的两维板结构,且实时性好,拓宽了其应用范围。本文还分别以固定边界条件板及在该板中任取一小区域两种情况为例,证明了该设计方法的可行性。     

高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节高超声速进气道研究进展进行了简述,最后分析了高超声速进气道设计须面对和解决的技术难题.      

基于高分光学遥感探测东沙岛北部第二模态内孤立波

收集高分一号光学遥感图像对南中国海东沙岛北部第二模态内孤立波进行研究,对2014年4月至10月期间的光学遥感图像处理.结果表明:第二模态内孤立波分布在东沙岛的北部,在第一模态内孤立波后方;与第一模态内孤立波相比,第二模态内孤立波的波峰线短,长度约为第一模态的20%至40%;第二模态内孤立波的表面亮暗间距小,宽度约为第一模态的10%至50%.高分辨率光学遥感图像可用于第二模态内孤立波精细结构的研究,为定量研究内孤立波的能量传播、破碎和耗散提供依据.     

激发圆形管道内多阶声模态的扬声器阵列控制方法

声模态发生器是通过控制扬声器阵列在管道内激发声模态波的一种装置。为了解决在管道内同时激发多个声模态的问题,研究了激发圆形管道内多阶声模态的扬声器阵列控制方法。采用轴向多圈布置的声源阵列,并调节各个声源的幅值和相位,实现同时激发包括径向声模态在内的多个声模态。同时考虑声源的周向位置和轴向位置信息,建立各个声源与多个目标模态系数之间的线性关系,运用最小二乘法求解得到激发目标多模态所需各个声源的复强度（包括幅值和相位）,所研制的高阶模态发生器以计算的声源复强度为输入量,采用数字信号系统控制扬声器输出的幅值和相位,用于实现管道内声源激发,该模态激发过程无需针对特定模态优化声源的位置。实验结果表明,所研制的模态发生器可精确激发单个或多个声模态,且目标模态系数信噪比几乎都大于10 dB。      

利用声辐射模态重构任意目标的散射声场

水下目标散射声场的重构可以作为水下目标散射特性的研究基础。本文主要利用声辐射模态对水下目标进行散射声场重构研究。首先,在借助声传递矩阵给出的任意结构声辐射模态的流体域求解方法基础上,通过理论证明了目标的散射声压与声辐射模态具有函数关系。其次,借助声场分布模态的概念,同时考虑到声场分布模态病态及声压测量易受噪声污染,提出基于声辐射模态的正则化散射声场重构算法。仿真结果表明,波数越低,重构所需声辐射模态阶数越少,在较高波数时仅需总模态数的大约20%即可对声场进行重构。与基于边界元的声场重构算法相比,计算量减小了至少80%,且克服了赫姆霍兹积分方程最小二乘法仅对球壳结构的重构效果较好而不适用于长条形结构重构的缺陷。     

小样本字典学习的兰姆波模态识别方法*

针对兰姆波多模态识别问题,提出了基于小样本字典学习的模态识别方法。将多层复合板的频散特性看作一个线性时不变系统,首先,根据频散知识模拟各个模态传播特定距离后的信号,提取走时和能量特征创建字典;其次,获取待测信号的走时特征,通过查询字典来识别兰姆波模态;最后,根据能量参数估计结果,实现待测信号中各模态信号的分离和重构。通过对三层粘接的AAA板(铝板-亚克力板-铝板,每层厚度为2mm)中传播距离为0.3m、0.5m的直达波和反射波的实验验证,结果显示该方法对A0、S0模态的有效识别和各个波包信号的准确重建。     

动叶具有缩放型流道的涡轮级效率特性分析

针对一动叶采用缩放式叶型设计、以无导叶对转涡轮为应用背景的涡轮级,通过数值模拟进行研究发现,在设计换算转速下,该涡轮级效率特性呈现"双峰僧'的特点。随着落压比增大,首先动叶进气攻角由负变为零,效率升高并达到极大值;其后,动叶流道内形成正激波,其自身产生波阻并在吸力面引起边界层分离,效率下降;随后,该激波向下游移至叶片尾缘,尾迹损失明显增加,加上波阻、边界层分离的综合作用,效率达到极小值;然后,该激波演变为尾缘斜激波,自身波阻减小,而且它在吸力面引起的边界层分离消失,流道内总体损失下降,效率又会上升并在设计点附近达到极大值;其后,该激波波前马赫数不断增大,波阻损失随之增加,同时尾迹损失也持续增加,效率又会下降。结果显示,高负荷跨音工况下激波与边界层干扰引起的边界层分离损失以及动叶高出口马赫数时尾缘区域的损失(包括波阻损失和尾迹损失)占总体损失的至少1/2以上,在设计优化过程中应重点关注与之相关的动叶吸力面扩张段和叶片尾缘区域。     

满足斯贝发动机要求的进气道模型试验研究

一、引言 进气道的地面状态性能是进气道各种状态下的重要性能之一.大家知道,设计点取在高空高速状态下的进气道,当在地面状态工作时,进气道性能严重恶化.斯贝发动机对地面工作状态下规定的指标较高,它要求进气道的总压恢复系数σ达0.905,周向总压畸变指数DC_(60)为-0.25.为了使本进气道与斯贝发动机