飞行过载下燃烧室凝相粒子沉积特征数值研究

固体发动机燃烧室部分凝相粒子在飞行过载作用下产生沉积,严重影响发动机工作性能。通过确定燃烧室粒子参数和建立燃烧室内两相流场数值方法,获得了发动机不同轴向过载下粒子运动及沉积规律。与试验数据进行对比分析,验证了计算方法的准确性。数值结果表明,随着轴向过载增大,后封头及喷管潜入段粒子沉积质量逐渐增大。沉积粒子粒径大于凝相粒子平均值,即粒子粒径越大,越容易沉积。轴向过载增大,减小了粒子在发动机内部的驻留时间,凝相粒子平均驻留时间均大于0.13 s。

飞行过载及安装间隙对主安装节推力测量的影响

为了研究飞行过载和推力销安装间隙对推力测量结果的影响,根据安装节推力测量原理开展一系列推力校准试验,获得了不同过载和安装间隙下的推力校准方程。通过结果分析得出飞行过载和安装间隙对推力测量结果的影响关系和解决措施。结果表明:当飞行过载不超过2g时,安装间隙为4~6 mm,且在发动机慢车以上状态时,可以忽略飞行过载和推力销安装间隙的影响;当飞行过载超过2g时,需要根据实际的过载系数和安装间隙对主安装节推力进行修正,以获得更高精度的推力测量结果。

歼击机飞行员训练飞行过载与加速度耐力的关系

歼击机飞行员在飞行训练中,有时出现黑视与晕厥。然而在各种不同飞行课目中,其加速度过载值及其作用时间,究竟有多大呢?其影响如何?本文旨在研究飞行员空中飞行出现的g值对飞行员的影响。为此,采用苏式Cπ-11对四种主要课目进行了实际g值的检测,探讨报告如下。 资料与方法 对象:歼击机飞行员9名,男性,年龄25～35岁。飞行机种:歼教-5,歼-5。飞行课目:练习23、28、311、119。

飞行过载对燃烧室化学反应流场影响

为了研究飞行过载对固体火箭发动机燃烧室化学反应流场影响,以Liang模型模化铝滴燃烧,以有限化学反应速率模型模化湍流燃烧,对过载条件下发动机内流场进行了数值分析,数值结果与试验结果取得了趋势上的一致。研究表明,文中采用的数值计算方法可有效重现发动机热结构故障点;飞行过载改变了流场温度、粒子浓度、化学反应速率等参数分布;过载条件下燃烧室绝热结构表面铝滴积聚及剧烈的化学放热反应是导致其异常烧蚀的原因之一,铝滴局部积聚燃烧会导致温度场畸变;热结构设计必须与流动结构匹配。

飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响

针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象,开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真,提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究,并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。

基于飞行过载的低速旋转弹箭章动特性研究

针对低速旋转弹箭飞行过程中出现的姿态振荡问题,飞行试验中通常采用转速传感器及过载传感器进行飞行品质的测量,当出现姿态振荡时只能根据过载信号发现章动现象,而无法定量分析。文中通过对飞行过程中基于弹体系下的过载传感器信息进行频率特性分析,对姿态章动过程进行了定量解算,重构飞行章动过程,并通过弹道仿真对分析方法和分析结果进行了验证,为了解飞行状态及飞行品质提供评价依据。

持续性过载条件下飞行员峡部裂腰椎的动力学响应及损伤预测

目的 在腰椎有限元模型构建及验证的基础上,对飞行员腰椎正常、L5单侧及双侧峡部裂模型动力学响应进行仿真计算和损伤预测,探究持续性飞行过载对飞行员腰椎正常及峡部裂状态下的影响。方法 基于腰椎CT图像,采用逆向工程软件和计算机辅助工程(computer-aided engineering,CAE)技术建立人体腰椎精细的三维有限元模型;利用腰椎静态与动态体外实验验证模型的有效性;开展持续性过载条件下飞行员正常腰椎及峡部裂腰椎生物力学仿真分析,并结合动态响应指数(dynamic response index,DRI)损伤评价预测方法对脊柱损伤情况进行预测分析。结果 单侧及双侧峡部裂模型的L5椎体峡部最大应力分别为105.29、126.32 MPa,明显高于正常模型;峡部裂模型的L4~5和L5~S1节段椎间盘相比正常模型更易出现过早退行性改变;结合DRI脊柱损伤预测方法,正常腰椎、L5单侧及双侧峡部裂的脊柱损伤概率分别为0.001 4%、2.26%和3.21%,峡部裂发生后脊柱损伤概率明显升高。结论 峡部裂加重了飞行过载下腰椎峡部的负荷。研究结果为制定训练方案和防具开发提供更精确的数据支撑,保证飞行安全。

飞机作负过载飞行对空勤人员和座椅的影响

本文叙述了负过载飞行的产生及负过载值，负过载飞行给空勤人员带来的问题。最后，提出了在飞机，座椅和人员装备设计中针对负过载作用应作如何考虑。

过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展

总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。

过载对固体火箭发动机性能影响试验研究(英文)

建立了立式旋转试车台,研究了高过载对固体火箭发动机性能的影响。通过地面静止及不同过载(15gn,15gn;35gn,15gn)条件下点火对比试验,获得固体火箭发动机在不同过载条件下内弹道性能以及绝热层和喉衬的烧蚀规律。试验表明,随着过载增加,发动机压强增大、工作时间缩短;横向与轴向的组合过载恶化了烧蚀环境,使喉衬出现偏心烧蚀。

Herbst机动飞行腰椎肌骨多体动力学分析

目的 利用多柔体动力学方法,分析Herbst机动飞行时腰椎肌肉-骨骼系统内力变化,探讨载荷下飞行员腰椎间 盘力学损伤机制。方法 基于腰椎肌肉-骨骼系统多体动力学模型,施加Herbst机动飞行产生的三轴时变过载,仿真计算3种 腰椎运动与飞行过载耦合工况,根据腰椎间盘内力、小关节接触力、肌肉及韧带应力水平,评价飞行载荷导致的力学变化。 结果 腰椎前屈与Herbst机头-足向过载耦合产生了椎间盘峰值内力最大值,这说明在过载过程中的腰椎前屈更容易损伤腰 椎椎间盘,尤以L5-S1间盘最为明显,而腰椎伸展可以明显减小下腰椎负载,过载引发椎体间相对滑移,增大腰椎间盘剪切载 荷与关节接触力,引起肌肉与韧带内力变化。结论 多体动力学方法可以仿真计算腰椎肌肉-骨骼系统应力变化,为解释飞行 中腰椎间盘疲劳损伤机理提供理论依据与数据支撑。

基于自抗扰方法的无人机控制律设计

针对多平台、多任务的无人机飞行控制律的快速开发问题,提出一种基于自抗扰方法的无人机控制律架构,设计了可复用的扩展状态观测器及微分跟踪器,研究对比了其在3种具有较大差异的无人机平台中的应用,使7 000 kg的超音速UAV_A获得了更优的敏捷性结果,在60 kg的缩比UAV_B完成了5.8g的半滚倒转大过载机动飞行试验,基于10 kg的平直翼UAV_C实现了12架机紧编队的精确轨迹控制飞行试验。仿真及试飞结果表明:所提自抗扰控制结构响应快速、控制精度高、鲁棒性强,能够较好地适应多类无人机、面向多种任务场景的控制需求,且不需调参就能够获得较好的控制效果,为飞行控制算法设计提供了新的技术途径。

过载条件下固体发动机内流场数值模拟

应用颗粒轨道模型 ,连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散 ,并对纵、横加速度载荷均为2 0g、 30g和 35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明 ,有纵横加速度载荷的情况下 ,发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流 ,对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀 ,明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态 ,同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性 。

飞机过载与过载表的指示

阐速了飞机过载和过载指标值的意义，指出过载表正确测试飞机过载的条件，并说明了L8飞机前、后舱中过载表指示的不一致性及议表指示值的修正计算问题。

固体火箭发动机工作末期的内流场数值计算

针对固体火箭发动机(SRM)绝热结构设计中的气固两相内流场数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用SSTk-ω湍流模型和颗粒轨道模型(PTM),并用PSIC方法进行气固耦合计算,仿真研究了某型SRM工作末期复合过载条件下的三维两相内流场特性。揭示了两个典型工况下的SRM内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、粒子沉积分布及其运动规律,重点分析了SRM不同部位的颗粒沉积浓度变化。结果表明:在复合过载条件下,颗粒沿横向过载的反方向偏移,滞后效应明显,容易撞击喷管收敛段;两种工况下的SRM内部压强、温度及速度场分布规律相近;最高粒子沉积浓度产生于SRM后封头的绝热层内壁,并形成粒子聚集流及其两侧尺度较大的低速旋涡流动现象;随着推进剂的燃面不断推移,在贴近绝热层壁面处的平均粒子沉积浓度呈升高趋势。

加速疲劳试验谱块的高载循环丢失问题及其解决方法

在基于飞参数据的飞机重心过载试验谱编制过程中,载荷分级和周期减缩共同作用可能造成部分载荷循环丢失。这些丢失的循环一般幅值较大,来自严重飞行载荷,其取舍对机体结构损伤影响严重,应当采取必要措施予以弥补。在研究两种诱因对循环丢失影响的基础上,提出一种长短周期相结合的试验谱制作方法:先用平均单次飞行时间制作基本周期谱块,并参照严重载荷出现规律确定长周期,依据长周期进行周期延拓制作出延拓谱,再用延拓周期进行一次减缩,从而找回绝大部分丢失的载荷循环,以合理的方式添加到延拓谱中,构成加速试验周期谱块。该方法不仅较好地解决了试验谱制作过程中出现的载荷循环丢失问题和加载周期长短难以兼顾的矛盾,计算结果还表明,该方法得到的谱损伤与原谱损伤的误差在可接受范围内,优于一般的试验谱块。

机动飞行下飞行器表面噪声预计

针对飞行器高机动大过载飞行时表面噪声预计问题开展研究.对基于分区混合与流尺度混合的双重RANS/LES混合模型进行修正,对复杂分离流动进行精确模拟.建立一种同时计算气动/运动、内/外流、可压缩/不可压缩流的计算方法,利用双重RANS/LES混合模型结合六自由度运动方程模拟飞行器机动过程并计算飞行器表面声载荷。计算结果表明进气道及尾喷口处声载荷较大,正过载飞行时由于飞行速度较大、尾喷口喷流噪声影响使得表面噪声大于负过载.喷流噪声对机身总声压级贡献率由前到后逐渐增大.机动状态下,飞行器表面涡流运动增强,压强脉动大于巡航状态,使得相同飞行速度下机动状态表面总声压级大于巡航状态.

前后翼型装药结构SRM气固两相流动特性

基于可压缩流动强守恒型Navier⁃Stokes方程,运用颗粒轨道模型(PTM)和shear stress transfer(SST)k⁃ω湍流模型,采用计算单元内颗粒源法(PSIC)进行气固两相耦合计算,建立了某型前后翼型装药结构固体火箭发动机(SRM)工作初期的三维两相内流场数值计算模型。对比分析了纯气相和气固两相条件下的SRM内部压强场、速度场、粒子沉积质量浓度和分布规律;重点研究了SRM燃烧室和喷管不同部位的颗粒沉积质量浓度,并考虑了不同颗粒物粒径、横向及纵向过载等因素的影响。结果表明:前后翼型装药结构SRM工作过程所产生的固体粒子主要集中于药柱前翼、后翼及筒段壁面;随着颗粒物粒径增加,各监测面上的粒子沉积质量浓度均升高;横向过载量与承载面最大颗粒沉积量呈正相关,且承载面和非承载面的粒子分布不均匀;随着轴向过载增加,颗粒物沿过载方向不断积累,逃逸率升高,沉积量降低;过载所引起的颗粒物方向偏转将同时影响燃烧室和喷管壁面的粒子沉积质量浓度,在前后翼型装药结构SRM绝热层设计中应充分考虑。

为什么飞机突破声速时,四周会出现锥形的水雾?

Q:为什么飞机突破声速时,四周会出现锥形的水雾?众所周知,机翼升力的来源是下表面(压面)和上表面(吸面)之间的压力差,而压力差来源于机翼的翼型对气流的减速(压力上升)或加速(压力降低)。而对大部分能够超声速飞行的飞机而言,其机翼的上下表面都会对气流加速。不过压面对气流加速比较少,吸面加速比较多,所以还是可以产生足够的升力。当飞机接近声速飞行时,本来就非常快的气流再被机翼加速成为超声速流(supersonic flow),其压力骤然降低,体积快速膨胀。在这样类似绝热膨胀的过程中,气流的温度也快速降低。当温度低于露点(即实际水蒸气压超过饱和水蒸气压)时,空气中的水蒸气便会快速析出,形成一片凝结雾(见《科学世界》2018年第6期'湿度'一文)。