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升力体缝隙模型红外测热试验及分析

空气动力学学报 2024年第4期42卷 46-54,I0001页

作者：张志刚陈挺赵金山祝智伟廖军好石义雷尹琰鑫彭治雨南京航空航天大学航空宇航学院南京210016 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000 中国运载火箭技术研究院北京100076

针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数12、总温668 K、总压4.731 MPa、攻角0°和35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析。在此基础上,研究... 详细信息

针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数12、总温668 K、总压4.731 MPa、攻角0°和35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析。在此基础上,研究了选取不同帧次的红外热图进行数据处理对热流密度结果的影响,分析了缝隙干扰引起的热流密度增量。结果表明:投放后模型抖动对数据处理存在明显影响,建议在数据处理中采用模型投放稳定后(约1.2 s)的红外热图结果;“T”字型缝干扰区的热流密度增量需要引起重视,攻角35°情况下的峰值热流密度能达到无缝隙时热流密度的8倍以上;红外测热试验数据与CFD数据吻合较好,两者仅在很小的峰值干扰区域存在差异。下一步需要在CFD建模倒角处理、红外方案优化等方面开展工作。

关键词：热流密度红外热图风洞试验缝隙升力体

马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验

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空气动力学学报 2024年第4期42卷 27-36,I0001页

作者：卢洪波林键金熠陈星纪锋吴衡毅刘春风王瑞庭朱浩杨甫江韦宝禧中国航天空气动力技术研究院北京100074 中国科学技术大学工程与材料科学实验中心合肥230026 北京动力机械研究所北京100074

针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的... 详细信息

针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。

关键词：高马赫数超燃冲压发动机高焓激波风洞化学发光光谱诊断凹腔稳焰

大孔径有机/无机复合功能Janus笼的制备及其对油相的pH响应性吸释

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复合材料学报 2024年第1期41卷 307-314页

作者：斯炎石思宇井静云中关村海淀园博士后科研工作站中关村科学城城市大脑股份有限公司分站北京100081 航天科工防御技术研究试验中心北京100854 中国安全生产科学研究院地铁火灾与客流疏运安全北京市重点实验室北京100012

Janus笼独特的内外表面化学性质或组成的非对称性使其可以用作特殊微容器,用于分离富集、传输和受限反应等。在一定程度上,更大的孔径能够加强Janus笼和环境之间的物质传输效率。本文介绍了一种两步制备具有pH响应性的大孔径磁性有机/... 详细信息

Janus笼独特的内外表面化学性质或组成的非对称性使其可以用作特殊微容器,用于分离富集、传输和受限反应等。在一定程度上,更大的孔径能够加强Janus笼和环境之间的物质传输效率。本文介绍了一种两步制备具有pH响应性的大孔径磁性有机/无机复合Janus笼的方法。首先是通过乳液界面硅烷偶联剂的溶胶凝胶和两种表面活性剂在界面微相分离制备支撑性良好、表面孔径可调的磁性无机Janus笼。其内表面修饰上的卤素基团可通过可控自由基聚合接枝上pH响应性聚合物得到聚合物/无机复合功能Janus笼。通过SEM、TEM、FTIR及TGA对复合Janus笼进行表征,其粒径在1~3μm,孔径在40 nm~1μm可调,聚合物的质量占复合笼的41.7wt%。制备的复合Janus笼可以通过改变环境pH值控制其对油相的富集和释放,并可同时通过磁操控实现定向传输,有望用于药物装载和体内靶向释放等领域。

关键词：大孔径复合Janus笼 pH响应性磁操控可控吸释

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二维慢烤模型点火位置及其温度的理论推演

兵工学报 2024年第5期45卷 1564-1572页

作者：张坤智小琦肖游王帅罗锐恒张姚瑶黄云伟中北大学机电工程学院山西太原030051 中国兵器装备集团自动化研究所有限公司智能制造事业部四川绵阳621000 湖北航天化学技术研究所航天化学动力技术重点实验室湖北襄阳441003

为理论分析凝聚炸药慢速烤燃过程,并为慢速烤燃点火点位置研究奠定理论基础。根据炸药的热传导理论方程,利用叠加原理和分离变量法,将炸药非反应性热传导项与自热反应热传导项拆分,推导得到凝聚炸药二维慢速烤燃模型的温度分布解析解。... 详细信息

为理论分析凝聚炸药慢速烤燃过程,并为慢速烤燃点火点位置研究奠定理论基础。根据炸药的热传导理论方程,利用叠加原理和分离变量法,将炸药非反应性热传导项与自热反应热传导项拆分,推导得到凝聚炸药二维慢速烤燃模型的温度分布解析解。计算并分析了自热反应温度场随时间和炸药尺寸的变化规律。根据慢烤试验结果,对理论计算得出的点火点位置、点火温度及时间进行了验证。研究结果表明:理论确定的点火时间、点火点位置与试验测量的点火时间、点火点位置相符。炸药自热反应最高温度所在位置随其尺寸的增加,由中心移动至边缘角落。随着试验时间的增加,自热反应温度分布趋于稳定。就尺寸为∅76×190 mm的RDX炸药而言,发生点火时自热反应温度分布与点火前80000 s时的自热反应温度分布一致。

关键词：弹药慢速烤燃点火点位置热传导解析解

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卫星在轨红外辐射特性地面模拟测量试验研究

红外与激光工程 2024年第6期53卷 31-38页

作者：李长亮陶东兴余汉晨刘华华尚永红朱肇昆北京跟踪与通信技术研究所北京100094 北京卫星环境工程研究所北京100094 航天系统部装备部装备审价中心北京100094

准确、多谱段、多角度的卫星目标红外辐射特性数据对于识别卫星类型、功能、关键单机(如太阳翼、天线等)等特征以及监测卫星在轨工作状态具有重要意义。目前,受限于测量手段和标校水平,实测获得的红外特性数据一般只包含少数像元,缺乏... 详细信息

准确、多谱段、多角度的卫星目标红外辐射特性数据对于识别卫星类型、功能、关键单机(如太阳翼、天线等)等特征以及监测卫星在轨工作状态具有重要意义。目前,受限于测量手段和标校水平,实测获得的红外特性数据一般只包含少数像元,缺乏卫星在轨高分辨率红外成像数据。利用卫星研制阶段开展真空热试验的机会,可以开展卫星在轨红外辐射特性数据地面模拟高质量测量。传统方式是将热像仪置于环境模拟容器外,经由安装于容器上的光学窗口测量容器内目标的红外特性。此时容器上的光学窗口会将容器外自然环境的红外背景和热像仪工作期间自身的红外辐射反射回热像仪,即光学窗口上会出现明显的环境背景及热像仪的“鬼影”。通过对红外热像仪进行真空低温环境适应性设计,将红外热像仪放置在环境模拟容器内进行测量,消除传统方式由于在环模容器外测量而在光学窗口表面引入的“鬼影”误差影响,大幅提高红外辐射特性数据的准确度。标定试验中,热像仪在真空低温环境下的温度测量误差小于±3℃,模拟测量试验表明,设计的卫星在轨红外辐射特性地面模拟测量试验方法可以获得清晰准确的星表红外特性数据,用于区分不同功能区域。

关键词：卫星目标特性模拟测量热试验红外

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DP780双相钢U弯回弹预测影响因素研究

机械工程学报 2024年第6期60卷 197-206页

作者：郑学斌韩龙帅李学涛鄂宏伟吴向东万敏北京航空航天大学机械工程及自动化学院北京100191 首钢集团有限公司技术研究院北京100043 绿色可循环钢铁流程北京市重点实验室北京100043 北京市能源用钢工程技术研究中心北京100043 燕山大学机械工程学院秦皇岛066004

回弹是影响冷成形高强钢零件尺寸和形状精度的关键因素,而高强钢回弹预测精度取决于材料模型的准确性,研究材料模型对回弹预测精度的影响规律具有重要意义。基于两种不同应变量的拉伸-压缩试验及多循环拉伸-压缩试验,确定了DP780双相钢Y... 详细信息

回弹是影响冷成形高强钢零件尺寸和形状精度的关键因素,而高强钢回弹预测精度取决于材料模型的准确性,研究材料模型对回弹预测精度的影响规律具有重要意义。基于两种不同应变量的拉伸-压缩试验及多循环拉伸-压缩试验,确定了DP780双相钢Yoshida-Uemori(Y-U)随动硬化模型参数。采用LS-DYNA有限元仿真软件分析了不同硬化模型和屈服准则对U弯回弹预测的影响规律,并与回弹试验进行对比。结果表明,通过不同拉伸-压缩试验策略获得的Y-U模型参数存在较大差异,采用多循环拉伸-压缩试验获得的Y-U模型具有更高预测精度,U弯回弹误差可控制在5%以内。随预应变增加,DP780双相钢的弹性模量先急剧降低后逐渐趋于平缓,考虑弹性模量衰减的Y-U模型可提高U弯回弹的预测精度。相比Swift各向同性硬化模型,Y-U随动硬化模型结合Hill48屈服准则可得到更高的回弹预测精度。屈服准则对DP780双相钢回弹的预测有一定影响,但其对回弹精度的影响程度显著低于硬化模型。研究结果对先进高强钢材料模型的选择和回弹预测精度的提升提供了理论依据。

关键词：双相钢 Y-U模型屈服准则弹性模量回弹预测

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小直径C形金属封严环多道次液压成形技术

北京航空航天大学学报 2024年

作者：刘春雷孟宝朱宇闫彬宇万敏中国航空发动机研究院仿真技术研究中心北京航空航天大学机械工程及自动化学院

液压成形是航空发动机复杂薄壁构件精密制造的有效方式。针对某航空发动机薄壁高温合金C形封严环构件微小尺寸特点，提出了两道次液压成形工艺方法。对多道次成形过程进行了应力应变分析，建立了多道次液压成形过程的有限元分析模型。... 详细信息

液压成形是航空发动机复杂薄壁构件精密制造的有效方式。针对某航空发动机薄壁高温合金C形封严环构件微小尺寸特点，提出了两道次液压成形工艺方法。对多道次成形过程进行了应力应变分析，建立了多道次液压成形过程的有限元分析模型。基于数值模拟和工艺试验，研究了合模间距和液压加载路径等工艺参数对封严环成形质量的影响规律，探究了截面几何特征丢失、贴模不佳、壁厚过度减薄等失效形式，并优化了工艺参数。结果表明：两道次液压成形工艺可实现薄壁C形金属封严环的精确成形，采用优化工艺参数，合模间距1.0mm，第一道次液室压力140MPa，第二道次液室压力180MPa，可制成贴模度93.9%、减薄率10.5%以内、壁厚均匀性85.5%的高质量C形封严环构件。

关键词：液压成形多道次 C形封严环加载路径缺陷控制

基于残差网络的滚动轴承故障损伤尺寸识别方法

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机械科学与技术 2024年

作者：吴英祥杜少辉赵紫豪尉询楷陈智超陈果中国航发沈阳发动机研究所南京航空航天大学民航学院北京航空工程技术研究中心南京航空航天大学通用航空与飞行学院

针对当前基于机器学习的滚动轴承损伤尺寸识别精度低的问题，提出了一种基于深度残差网络的滚动轴承故障损伤尺寸识别方法。该方法以残差网络为深层特征提取主框架，建立能够将预处理后的振动样本数据映射至相应的损伤尺寸的网络模型。... 详细信息

针对当前基于机器学习的滚动轴承损伤尺寸识别精度低的问题，提出了一种基于深度残差网络的滚动轴承故障损伤尺寸识别方法。该方法以残差网络为深层特征提取主框架，建立能够将预处理后的振动样本数据映射至相应的损伤尺寸的网络模型。数据预处理时采用傅里叶变换，获得原始振动加速度时域信号的频谱图作为网络的输入；在滚动轴承加速疲劳试验机和航空发动机转子试验器等两种类型的试验器上，通过不同的损伤尺寸试验，对所提出的损伤尺寸识别方法进行了验证，并和多种方法进行了对比。结果表明，在0.3mm的预测误差范围内，所搭建的网络模型对未参与训练的故障损伤尺寸的识别精度，内圈为91.2%，外圈为97.9%。同时，在对数据进行加噪处理后，损伤尺寸的预测误差依然能够达到0.3mm以内的识别精度。结果充分表明本文方法具有很强的故障损伤尺寸识别能力。

关键词：深度学习残差网络傅里叶变换滚动轴承损伤尺寸

复合式高速无人直升机飞行动力学建模与控制策略设计

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航空学报 2024年第9期45卷 121-140页

作者：聂博文王亮权黄志银何龙杨仕鹏颜鸿涛章贵川空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000 北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所绵阳621000

复合式高速无人直升机主要具有旋翼、机翼、螺旋桨、机身和平/垂尾等气动部件。各个部件之间的气动干扰复杂且会随前飞速度强烈、快速地变化,必须根据前飞速度修正飞行动力学模型参数,以获得较高的模型置信度;同时,必须根据前飞速度调... 详细信息

复合式高速无人直升机主要具有旋翼、机翼、螺旋桨、机身和平/垂尾等气动部件。各个部件之间的气动干扰复杂且会随前飞速度强烈、快速地变化,必须根据前飞速度修正飞行动力学模型参数,以获得较高的模型置信度;同时,必须根据前飞速度调整飞行控制策略,动态实现整个速度包线稳定可控飞行。为此,建立了复合式高速无人直升机飞行动力学机理模型,利用全机组合风洞配平试验数据进行了模型修正,有效提高了数学模型置信度;在配平点处,将非线性动力学模型线性化,获得了开环本体动力学特性随前飞速度的演化规律,并评估了控制增稳系统对闭环操稳性能的改善效果;在经典控制架构基础上,针对复合式高速无人直升机的升力、推力和偏航复合特性,设计了前馈补偿、回路加权和控制分配策略,并开展了仿真和试飞验证。研究结果表明:所建立的非线性动力学模型具有较高置信度,数学模型配平结果与风洞试验配平试验结果一致性较好;高/低阶线性模型的特征根分布规律基本一致,操纵响应历程与非线性动力学模型吻合较好;速度包线范围内升力、推力、航向复合飞行控制策略的有效性通过了飞行仿真检验;成功开展了国内首款300 kg级复合式高速无人直升机原理样机试飞,验证了悬停和小速度状态下的飞行控制策略有效性。

关键词：复合式高速直升机飞行动力学风洞试验控制策略飞行仿真飞行试验