一种超声速气动发电机实验装置及实验技术研究

在对超声速榴弹炮以及导弹引信供电系统的发电机研究中,过去常在闭口式风洞进行实验,但由于闭口式风洞中各种相似参数和特有的因素影响,使得实验数据与真实飞行数据完全不符。因此,多年来只得靠实弹打靶来完善设计方案。本文利用气体动力学和实验空气动力学理论,设计了一种适合气动发电机的超声速试验射流装置,并通过试验详细地研究了装置在出口的流场品质和不同几何外形气动发电机的转速特性,给出了合理的模型试验区、喷管出口流速的确定方法和射流实验区参考压力的选取方法,最后对模型实验结果与打靶遥测数据进行了对照。研究表明,利用超声速射流的工作原理进行导弹引信发电机的模拟实验是可行的,并且该装置可用于引信产品验收。     

飞行器船尾设计对亚声速底阻影响及风洞试验验证

减小阻力尤其是底部阻力,是飞行器增加航程的重要手段,而船尾布局则是减小底部阻力的有效措施。为研究船尾修型设计在亚声速段对飞行器阻力的影响规律,对某飞行器外形开展船尾修型设计并进行数值模拟,分析了不同船尾形状和船尾角度对飞行器阻力的影响情况,并开展了风洞试验验证。结果表明,船尾修型设计可以有效减小底部阻力;船尾采用曲线过渡的减阻效果优于直线过渡;在限定船尾过渡段尺寸(轴向长度80 mm、法向高度40 mm)的情况下,船尾角度超过45°的修型设计,对底部的减阻效果更为明显;风洞试验结论与数值分析结果一致。     

超声速双翼机——一种可能的低声爆构型

超声速双翼机的概念由德国空气动力学家阿道夫$\cdot$布兹曼于1935年提出。近年来, 面对超声速运输机低声爆、低超声速巡航阻力的需求, 超声速双翼机重新进入了航空科学家的视野。本文概述了典型超声速双翼机的工作机理, 介绍了超声速双翼机应用所面对的基本问题————非设计点特性、三维问题等的研究进展。最后对超声速双翼机下一步需要重点研究的问题及其应用前景进行了展望。     

超声速混合层中扰动增强混合实验

以基于纳米技术的平面激光散射(nano-based planar laser scattering, NPLS)流动显示技术定性研究了隔板扰动对超声速混合层($Mc=0.5$)的混合增强效果. 首先通过系列实验优化设计了扰动参数. 实验结果表明,超声速混合层对于从隔板引入的扰动非常敏感. 二维扰动的混合强化机制是提前混合层失稳位置,增厚混合层;而三维扰动的混合强化机制主要是通过诱导流向涡和展向运动,促进流动三维性质的发展. 总体而言,三维扰动的混合强化效果优于二维扰动. 由于是超声速混合层,隔板上的扰动片虽然很薄,但同样会引起激波的产生,是该方法中总压损失的主要原因.      

跨超声速风洞扩散段流动分离控制设计参数研究

为抑制跨超声速风洞扩散段的分离,提出了一种较为完备的设计方法。由于影响扩散段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高,该方法通过数值模拟,结合适当的边界条件,详细描述了扩散段角度、分流锥角度与长度、孔板开孔率对扩散段性能的影响;从数值模拟的结果可以看出,孔板开孔率和扩开角对扩散段性能有显著影响,通过比较得出较为合理的参数匹配,提高了扩散段的防分离性能,并改善了出口气流质量。数值结果与试验结果结论一致,表明本文所用的方法用于扩散段气动设计是可行的,为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件。     

超声速气流磁流体加速初步实验研究

利用激波风洞, 采用氦气驱动氩气, 在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入电离种子K₂CO₃粉末, 实现高温条件下导电流体的产生, 设计了超声速喷管及磁流体加速实验段, 采用大电容提供电能, 开展了超声速气流磁流体加速初步实验研究. 典型实验条件下, 当喷管入口总压为0.7049MPa、理论平衡温度为8372.8K, 喷管出口马赫数为1.5, 电容充电电压为400V, 磁感应强度为0.5T时, 对电压电流特性、电导率、负载系数、电效率、加速效果等进行了测量或计算, 主要结论有: 磁场作用下的超声速气流的电导率的值大约在150S/m; 磁流体加速通道负载系数约为4, 电效率约为28%, 平均输入功率约198kW; 采用电参数测试方法对磁流体加速效果进行评估, 速度增加约15.7%;超声速气流的电导率对加速通道的电效率及加速效果等有很重要的影响.      

一种有限元模型修正中的参数选择方法

有限元模型修正面临的首要问题是待修正参数的选择.目前主要是基于灵敏度分析的结果进行参数选择.本文从结构固有频率分析的能量法出发,论证了某阶固有频率主要受到同阶振型中发生弹性变形部位刚度的影响,据此提出一种待修正参数的选择方法,以振型中弹性变形为依据,选择弹性变形较大部位的参数作为待修正参数.用一个梁模型仿真验证了该方法的正确性,并将其应用于系杆拱桥的有限元模型修正中,修正后有限元计算结果与试验结果的最大误差缩小至3.3%.     

固体燃料底排燃烧的风洞模拟

本文根据ＫｏｒｓｔＨ．Ｈ．的跨超音速底压限制理论，导出底排燃烧的风洞实验相似参数，并介绍以气体燃料为底排介质的模拟实验技术     

绕弹丸超音速紊流底压计算

本文介绍一种考虑圆柱体上附面层状态对绕弹丸超音速紊流底压影响的计算方法,计算结果和有关文献提供的数据吻合得较好。     

碳氢燃料超声速燃烧分区实验研究

高保真度空天发动机数值模拟通常基于快速化学反应火焰面假设,即超声速燃烧反应的特征尺度小于湍流Kolmgorov尺度,该模型方法对于氢气燃料仿真计算结果较好,但对于乙烯等碳氢燃料仍需进一步研究.受限于极端环境特种非接触测量技术,目前尚未见超声速燃烧火焰分区判别的实验研究,导致目前超声速燃烧火焰面模型适用性以及分区燃烧物理模型认识不清,进而也制约了数值发动机技术发展.本工作基于自主研发的MHz发动机内窥光纤传感器,针对单边扩张双模态冲压发动机超声速燃烧火焰分区开展实验研究,通过化学自发光信号的最小香农熵定义超声速燃烧的特征时间τsc,根据理论方法和来流工况估算了超声速燃烧的流动特征时间,结合分区燃烧理论分析了双模态超燃冲压发动机内碳氢燃料燃烧的分区情况.通过燃烧分区情况以及与泰勒尺度的比较结果,验证了碳氢燃料超燃冲压发动机典型飞行条件下燃烧室内超声速燃烧处于旋涡小火焰区域(Re?50 000; Da∈1.80～2.60, B区),多尺度湍流涡结构发挥重要作用,并随着相对于泰勒尺度的不同大小,分别对应了不同尺度的涡结构主导该过程.同时给出了当量比、通量比以及来流马赫数对燃烧特征时间的影响规律...     

一种基于加速度频响函数的动力学模型修正方法

提出了一种基于加速度频响函数的动力学模型修正方法,该方法应用试验测量和计算所得的加速度频响函数矩阵对动力学模型的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼系数进行修正,使修正后模型的加速度频响函数与试验测量所得的相一致.该法具有明确的物理意义,数值算例检验了方法的有效性和精度.     

研究材料动态卸载的一种实验方法

在SHPB实验数据分析的基础上,提出了用柱锥形弹丸代替纯柱形弹丸研究材料的动态卸载。用所提出的方法对LF6铝材的动态加、卸载响应进行了实验研究,结果表明:柱锥形弹丸可以有效地延长入射脉冲的卸载段,可用来研究材料动态卸载行为。     

水下超声速气体射流回击现象的实验研究

对水下超声速气体射流的动力学行为进行了实验研究.通过流动可视化揭示了回击现象的演化过程,利用探针排获得了射流近场区的脉动压力分布,实验结果表明:在超声速喷管出口两倍直径处,射流形貌的变化导致气体中出现了大幅值压力脉冲.通过流场可视化与压力测量的同步校验,证实了喷口端面处回击事件与流场气相区中压力脉动之间相关性.     

一种求解瑞利波散射问题的修正边界元方法

边界元法的一大优势是用于求解半空间等无限域问题,但在求解弹性波的传播问题中,传统边界元法采用的全平面或全空间格林函数会在截断边界处产生虚假的反射回波,这会引起散射场求解的误差.为了避免这种误差,论文在传统边界元法基础上提出一种修正边界元法,该修正方法主要包括:以瑞利波形式的远端散射场代替原本因截断而舍去的部分,通过互易定理建立单位瑞利波和全平面格林函数的积分方程,求得修正系数,并代入修正边界元矩阵,计算出瑞利波的散射场.文中基于该方法计算了无缺陷平面的瑞利波(与解析解的误差为1.24×10-5),并运用该方法计算了不同缺陷的散射场.由文中对比结果表明,论文所提修正边界元法可准确求解瑞利波散射场,为基于表面波的缺陷反演问题研究提供了有效的正演途径.     

高马赫数下超声速燃烧的自点火查表方法

超燃冲压发动机燃烧室工作在高马赫数工况时, 入口来流空气的总焓非常高, 自点火在高焓条件下成为维持火焰稳定的重要物理化学过程. 本文借鉴火焰面/进度变量模型的降维思路, 发展了一种基于化学动力学的自点火建表方法. 通过定义混合分数和进度变量将复杂多维的化学反应降维, 并成功将数据库方法结合到现有的大涡模拟求解器中. 经过测试和验证, 该方法初步具备对超声速自点火燃烧进行仿真描述的能力. 针对自点火诱导的超声速燃烧问题开展数值模拟, 该方法通过查表的方式有效降低了化学反应求解过程中的计算量. 在采用详细化学反应机理时能够准确地再现自点火行为和火焰结构, 并且预测的温度和重要组分分布与实验吻合较好.      

超声速流动中非线性EASM湍流模式应用研究

针对超声速复杂流动区域精确模拟的需要,发展了基于k-ω可压缩修正形式的非线性显式代数雷诺应力模式（EASM）,提高了该模式对超声速复杂流动的数值模拟精度。通过对二维超声速凹槽和三维双椭球的数值计算表明,与SA和SST常规线性涡黏性湍流模式比较,非线性的EASM模式对大分离以及剪切层流动结构的刻画能力更精细,对剪切层再附区的压力及摩擦系数分布模拟更加精确;EASM模式能够准确地模拟二次激波引起的压强和热流分布情况。     

一种新型聚能战斗部的实验研究

本文根据能量利用的观点提出了一种新型聚能战斗部装药结构,指出开展其研究的重要价值;并对其射流与弹丸的成型过程和破甲机理进行了理论分析,在此基础上进行了系统的静破甲实验,并对该战斗部装药结构的一些关键结构参数(例如空孔孔径、炸高、小锥角聚能罩底面直径和锥角角度)和大、小锥角聚能罩材料之间的匹配关系对静破甲效果的影响进行了系统的分析研究。实验结果表明:在各自最佳炸高条件下,该新型聚能装药结构比普通EFP装药结构,在保持相当穿孔孔径、同等装药和壳体约束条件下,可以提高穿深达50%左右。进一步深化了聚能效应的内涵和丰富了打击目标的手段。     

一种基于能量法则的爆炸成形弹丸速度的工程计算方法

为了准确预报爆炸成形弹丸的速度,提出了以药型罩中所有内部微元都变处于流动状态的时刻作为爆炸成形弹丸成形结束的标志,并因此得出药型罩自身变形时所消耗的变形能应与使整个药型罩都处于流动状态的熔化能相等。在此基础上利用能量守恒原理,建立了爆炸成形弹丸速度的计算公式,并通过试验和数值模拟验证。实验和计算结果表明,本文中所建立的爆炸成形弹丸速度的计算公式具有较好的工程实用价值。     

极高超声速稀薄气体原子辐射效应的p-DSMC方法

极高超声速流动激波层内的高温导致内能模态的激发并伴随热辐射发生, 过高的温度使得空气分子完全解离, 原子组分对辐射热的贡献将达到80%以上. 本文基于优化的原子辐射模型, 提出追踪光子?直接模拟蒙特卡罗(p-DSMC)方法, 研究了稀薄流区不同马赫数下的高超声速二维圆柱绕流的壁面辐射加热, 获得了有无激发辐射效应的壁面压力和热流以及沿驻点线变化的平动、振动和转动温度. 在不考虑激发辐射效应的情况下, 得到的壁面压力和热流与已有的模拟结果符合的非常好, 误差均在5%以内, 尤其是在驻点位置, 误差在1%以内; 获得的平动、振动以及转动温度均与文献结果符合的很好. 在相同的来流条件下, 考虑辐射效应后发现, 来流速度低于10 km/s时, 辐射加热不明显, 在驻点区域, 辐射加热占对流加热比重在7%左右; 来流速度大于10 km/s时, 在驻点区域, 辐射加热占对流加热比重将超过30%. 考虑辐射效应后, 对非平衡区的平动、转动和振动温度的最大值影响不大. 此外, 另一个重要结论是, 流场中原子的浓度是影响壁面辐射热流大小的一个重要因素.      

飞机振动预计方法修正研究

文献[2]介绍了一种振动预计方法,它同时考虑了由气动力和喷气发动机噪声引起的振动的影响,该方法如何适合于我国军机的使用实际,有必要对该方法进行验证.本文利用飞机的实测振动数据通过置信区间估计,提出了验证和修正预计公式的建议.