附面层吸除对二元混压式进气道起动影响分析

由于二元混压式进气道的激波/附面层干扰,可能在进气道喉道前形成分离包,导致进气道的无法起动.为了降低进气道的起动马赫数,采取了附面层吸除措施,并运用机理分析、CFD仿真和吹风试验的方法,论述了进气道附面层吸除对进气道起动性能的影响,经过对数值仿真结果和试验数据的对比分析,得出了进气道附面层吸除措施可以降低进气道起动马赫数和提高转级点性能的结论.     

冲压发动机二元混压式进气道工作特性分析

对某型冲压发动机二元混压式进气道进行了三维数值模拟。研究了不同来流及背压条件对进气道性能的影响,以及弹体气动性能对进气道工作特性的影响。结果表明,在宽广的飞行马赫数和空域范围内,进气道的性能差异很大;对于单独设计的进气道,安装在弹体上以后,其性能会出现明显下降;弹体附面层隔槽大小及轴向安装位置会对进气道性能产生较大影响。根据计算结果,可以为该进气道提供实验方案,并为其装配提供参考数据。     

二元高超声速进气道再起动特性研究

以时均化N-S方程为控制方程,采用变比热容的热完全气体模型和SST湍流模型,对二元混压式高超声速进气道的再起动特性进行了数值仿真。重点分析了来流马赫数、内收缩比、附面层厚度等参数对进气道再起动特性的影响,并详细分析了各因素的作用机制。研究表明,来流马赫数、内收缩比和进入进气道的附面层厚度是决定高超声速进气道再起动特性的关键因素,内收缩比较大、附面层较厚的进气道再起动迟滞回路较宽,再起动马赫数较大;附面层厚度和内收缩比决定了二元高超声速进气道不起动流场的典型特征。     

超声速二元进气道吸除装置工程设计方法探索

针对一种起动马赫数Ma=2.0、设计马赫数Ma=3.0的超声速进气道,首先结合等激波强度和数值模拟的方法,分析了进气道各几何参数间的相互制约关系并设计了一种性能较优的传统构型。在此基础上,分析了不同边界层吸除装置对进气道性能的影响。结果表明,恰当的选择吸除装置和吸除流量,可明显增强进气道能够承受的最大反压并改善进气道在起动马赫数和设计马赫数下的总压恢复系数。探索了吸除装置合理的设计方法,可为工程设计提供一定的理论支撑。     

超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟

为研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,利用Fluent软件对超燃冲压发动机进气道内流场进行数值模拟.结果表明,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大;随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小;攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性;壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响.     

超声速进气道起动性能影响因素研究

从影响进气道起动性能的全因素出发,建立一体化模型,研究来流马赫数、攻角、侧滑角对进气道起动性能的影响,对进气道转级过程进行了动态过程仿真。结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道流量系数与总压恢复系数变化趋势相反,应选择合适的设计马赫数,拓宽进气道的工作包线;随着侧滑角的增大,背风侧进气道起动性能及抗反压性能下降;转级过程中,背风侧超临界裕度明显小于迎风侧,研制过程中,应按照背风侧进气道进行超临界裕度设计。     

脉冲式抽吸对进气道自起动特性影响研究

基于带抽吸槽的二维混压式超声速进气道,开展了脉冲式抽吸对进气道自起动特性的影响研究。通过给定非定常边界条件,对飞行马赫数为2.2、抽吸背压脉动幅值为20000 Pa的进气道非定常流场进行了数值模拟。与定常条件下数值模拟结果进行对比,结果显示脉冲式抽吸能够改善进气道的自起动特性,且脉冲频率及波形均对自起动特性产生影响。     

进气道激波-边界层两种控制方法数值模拟研究

为了减小高速进气道内激波-边界层的干扰,对施加被动吹吸控制和泄压控制的二维进气道进行了数值模拟。首先分析了进气道喉部由于激波-边界层干扰形成的大规模分离区在两种控制方法下流场结构和流场品质的变化,发现两种控制方法均能减小分离区的范围,降低分离区内的压力和回流速度,提高流场均匀性。之后比较了不同马赫数下两种控制方法的性能。结果表明,两种控制方法均能显著降低进气道不起动马赫数,提升总压恢复系数。其中泄压控制效果优于被动吹吸控制效果;但后者不会带来流量损失和静压比下降的影响。     

侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响

低来流马赫数时,侧向压缩将是RBCC发动机进气道的主要压缩形式。文中开展了侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响研究。采用数值模拟方法获得了进气道的流场分布和性能参数。结果发现,不同侧向收缩比的进气道在起动过程中都伴随着流场结构的突变,且该突变和总压恢复系数的突然增加是同步的,这种同步性对应的来流马赫数就是进气道的起动马赫数。对于RBCC侧压式进气道,需权衡利弊,选取大小合适的侧向收缩比。     

类乘波飞行器进气道/隔离段数值仿真研究

采用二维耦合隐式NS方程和标准kε湍流模型对超燃冲压发动机进气道/隔离段进行了数值仿真研究,分析了隔离段出口反压、长高比以及进气道入口马赫数对进气道出口性能参数的影响,发现反压对进气道出口参数影响很小;长高比对进气道出口上下壁面处静压影响较大,但对出口处马赫数及静温影响很小;进气道入口马赫数的变化对出口上下壁面处静压影响剧烈,且随着入口马赫数的增加,进气道出口马赫数和静温均增加,入口马赫数越低,进入隔离段内的气流越均匀.     

斜盘式轴向柱塞泵伺服变量特性

伺服变量是斜盘式轴向柱塞泵常用的变量方式,将直接影响到泵的整体性能。伺服变量技术原理复杂,目前仍是阻碍我国斜盘式轴向柱塞泵发展的关键技术。针对高压轴向柱塞泵研发试验过程中遇到的变量压力冲击较大、无法完全制动等,深入研究探索不同因素对变量特性的影响。将动态过程分为启动过程、回位过程、制动过程和制动恢复过程,利用系统建模仿真AMEsim软件建立变量机构数值模型,并通过压力曲线试验和仿真结果对比证实模型的有效性。在不同进口阻尼、回油阻尼、回位弹簧刚度条件下,对伺服变量系统进行了数值模拟。研究结果表明：进口和回油阻尼对变量动态过程均产生影响,弹簧刚度主要对制动过程有影响。     

基于药柱变燃速燃烧的底排减阻增程方法

为了深入研究底部排气弹减阻增程的特性,进一步提高弹丸的射程。针对国内某155 mm底排弹,建立了不同燃速燃烧的底排药柱、变燃速燃烧的包覆药柱和药柱包覆层位置的变化三种情况下的燃烧模型,模型中引入了燃速改变系数,并通过数值计算分析了其对底排弹减阻和增程的影响。结果表明,当燃速改变系数从0.7增加到1.2时,底排工作时间减少27.08 s,射程减少1.16 km,增程率减少3.86%;变燃速燃烧的药柱在内层采用高燃速燃烧,外层采用低燃速燃烧的增程率可达32.33%;对药柱分层燃烧位置优化后,在距药柱内环约1/4处有最佳射程39.76 km。因此,可以通过寻求底排药柱最优的分层位置,采用变燃速燃烧的方法来改善底排弹减阻增程特性,且这种方法具有普遍适用性。     

冷径向锻造身管壁厚方向变形不均匀性研究

为分析冷径向锻造身管壁厚方向变形的不均匀性,通过有限元软件、力学拉伸试验和织构研究了身管壁厚方向的变形场、力学性能和织构组分。研究结果表明：身管成形过程中,外表层和中间层材料存在较大剪切应力,受剪切应力的影响,身管壁厚方向各层材料流动速度不一致,引起身管锻造变形不均匀;受变形不均匀的影响,在身管中间层和外表层材料形成剪切织构({112}111, {110}001）,导致锻后身管壁厚方向轴向强度性能存在明显差异,表现为外表层和中间层强度较低,内表层强度较高。为对锻后身管壁厚方向变形不均匀性进行控制,通过控制变量法分析了锻造比、尾端压强、轴向进给速度、锤头锻打频率和锤头角度对身管中间层剪切应力分布的影响规律。分析结果表明：选用较高的轴向进给速度和较小的锤头入口角可以降低成形身管壁厚方向的变形不均匀性。     

柴油机电动可变气门正时机构特性

高强化柴油机通过实现米勒循环可有效控制爆发压力,进气门晚关角的加大导致有效压缩比的进一步降低,带来启动困难的技术问题,采用可变气门相位技术可有效兼顾爆发压力与柴油机启动的关系。研究设计一种全新的电动可变气门相位控制机构模拟试验装置,该装置由无刷直流电机、少齿差型减速机构及相关的测控系统组成,可实现高响应的相位调节,调节精度为±0.116°. 依 据机构的特征建立系统的数学模型,对电机特性进行试验校核,分析基本调节特性,优选控制初始PID参数。开展模拟台架试验研究,验证正时基本调节特性、启动调节特性及电压影响特性。结果表明：所设计的电动可变气门正时机构可实现基本的正时角度调节,兼顾米勒循环配气相位与启动工况配气相位;启动工况下5 s即可到达最大晚关角;模拟试验条件下,蓄电池电压降低对相位角提前有较大影响,但并不影响相位角延后。     

飞航导弹景像匹配仿真云层阴影模型研究

为评估景像匹配算法的适用性、可靠性、容差能力等性能，需要模拟在飞航导弹的实际工作过程中可能引起实时图产生误差的因素．介绍了云层阴影模型的一种生成方法，并对场景图像进行了模拟仿真．     

基于AHP的海军驻泊地域抗击敌巡航导弹内层重点方向选择

海军驻泊地域在对敌巡航导弹抗击过程中,必须分析判断敌巡航导弹的内层重点威胁方向并据此建立相应的防御配系;分析了影响海军驻泊地域抗击敌巡航导弹内层重点防御方向选择的相关因素,建立了相应的指标体系,并采用AHP法在对实例进行分析的基础上建立评估模型,为驻泊地域指挥员选择抗击敌巡航导弹时确定内层重点防御方向提供了一种评估方法。     

末制导炮弹发动机点火时间的确定

确定了末制导炮弹发动机点火时间的范围,分析了发动机点火时间和射角对无控弹道射程的影响,同时分析了发动机点火时间对惯性制导启控点散布的影响.结果表明,在发动机点火时间范围内,点火时间对无控弹道射程和惯性制导启控点散布影响不大.     

马赫数4.0颌下等熵混合压缩进气道技术研究

对一种设计马赫数4.0的等熵混合压缩颌下进气道进行了研究,采用计算流体力学和风洞试验两种手段,得到了进气道性能特性以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律。研究表明：相同设计马赫数下等熵压缩颌下进气道性能高于三锥压缩颌下进气道的性能;等熵压缩进气道在较小攻角下达到性能极值,随着攻角增大压缩效率和流量系数均会降低,随着侧滑角增大,性能降低;进气道出口流场不均匀度随着攻角的增大逐渐增大,流场畸变度不断增大;等熵压缩颌下进气道对攻角的变化比较敏感,适于以一定速度范围长时间巡航状态的导弹。