多级液氢泵级间导叶的设计与改进

采用径向导叶的液氢泵的试验结果表明，导叶损失大，导致液氢泵效率低。提出了一种液氢泵流道式导叶的设计方法，并针对某液氧泵设计了级间导叶，试验结果表明，设计方法合理，降低了级间导叶的损失，提高了液氧泵的效率。     

基于UG/GRIP的叶轮轴面流道的计算机辅助设计

运用UG/GRIP技术对叶轮的轴面流道进行参数化造型及校核,获得了一种先进的叶轮轴面流道参数化设计方法,从而能够及时、直观地考察叶片的工作特性。同时可采用交互方式对叶轮设计参数进行修改,增强了叶轮计算机辅助设计系统的交互设计能力,有利于提高叶轮的设计质量。该方法不仅适用于泵的叶轮,对于涡轮及压气机的叶轮等也同样适用。     

超音速复速级涡轮的气动设计改进

采用数值模拟方法对某液体火箭发动机超音速复速级涡轮进行了流场分析。根据分析结果对两列动叶的叶型进行了改进设计：第一列动叶栅的改进采用自由旋流法,通过等通道的叶栅流道设计,减弱了激波对附面层的干扰,有效抑制了流道内的流动分离;第二列动叶栅的改进采用参数化叶片造型法,型线用具有局部修改能力和保凸性较好的Bezier曲线表示,通过减小入口攻角降低了分离损失。数值模拟结果表明,改进后的复速级涡轮内部流动特性改善显著,分离损失明显减小,效率提高了5％以上。     

基于导叶端弯的小展弦比燃气涡轮优化设计

以某型火箭发动机用亚声速小展弦比燃气涡轮为研究对象,为进一步改善涡轮内部流场,提高了涡轮效率,通过调整导叶子午端壁型线曲率、采用导叶端弯的设计方法对涡轮进行了优化设计,其作用在于减小叶片通道二次流损失,并将导叶出口压力分布进行调整,从而减小叶顶泄漏损失。基于六面体网格,采用CFX流场分析软件对优化前后结构进行了数值计算,结果表明:优化后单通道无叶顶间隙模型涡轮效率提高1.4%;采用正弯设计后,轮毂和叶顶处绝对和相对气流角显著增大,叶片中部气流角有所减小,整体分布更加均匀,消除了原型结构动叶轮毂区的流动分离;优化后全通道模型围带间隙前后压差明显降低,泄漏量从7%降低至4.75%,涡轮效率提高5.9%。     

多叶油润滑箔片轴承试验研究

用多叶箔片轴承取代火箭发动机涡轮泵上的滚珠轴承具有工作寿命长、工作转速高、能量损失小等重要优点.设计出了专门的油润滑多叶箔片轴承试验台,初步实现了30,000转/分的运转速度.试验台转轴采用压缩气体带动涡轮驱动,径向轴承和止推轴承均设计为五叶箔片轴承.试验结果表明多叶油润滑箔片轴承能够实现转子高转速运行,具有良好的运转稳定性,且对转子的升降速适应性强、有一定的抗冲击能力、摩擦损失小.     

多级压缩锥导乘波体设计与分析

提出了多级压缩锥导乘波体的设计方法,该方法应用吻切锥理论和零攻角圆锥绕流基准流场通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。对以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器,应用多级压缩乘波前体可充分发挥前体的预压缩作用,为进气道的正常工作提供所需的均匀流场。以二级压缩乘波体为例阐述了该设计方法,设计方法通过对二级压缩基准流场进行重构,使其符合Taylor-Maccoll流动模型以获得新的二级压缩基准流场。同时编写设计程序生成了一级、二级和三级压缩乘波体,通过数值模拟结果校验设计方法的正确性,并对其压缩性、升阻比、总压恢复系数等性能进行了对比分析。     

泵压式发动机精细化热分析技术

上面级泵压式发动机结构复杂、经历的热环境复杂多变,须通过严格的热控设计以保证飞行过程中发动机部组件温度在合适范围内,因此研究泵压式发动机的温度变化规律对发动机研制具有重要作用。文章在分析上面级泵压式发动机热环境特点的基础上,提出了泵压式发动机的热分析建模方法,采用热网络法进行了泵压式发动机精细化热环境分析。通过发动机热平衡试验验证了热分析模型和方法的正确性,获得了发动机在飞行过程中的温度变化规律,可为后续泵压式发动机热分析提供参考。     

基于捷联惯导的四旋翼无人机的研究与实现

与传统无人机相比,四旋翼无人机具有轻便、集成度高、系统灵活性强等诸多优势,非常适合用于车流监控、火灾预警等领域。针对四旋翼无人机的非线性、高度不稳定、强耦合,捷联惯导系统累积误差大等问题,本文研究了一种基于捷联惯导系统的四旋翼无人机导航的方法,即根据Inven Sense TM公司提供的DMP算法,实时解析MPU6050集成传感器和HMC5883L三轴磁阻式传感器测量的无人机姿态数据,并利用PID控制算法对无人机姿态进行闭环调节。测试结果表明,无人机可在空中稳定飞行,设计提出的方案有效可行。     

先进的液体火箭发动机转子输送装置的压头特性

转子输送装置是一个带径向流道的叶轮。通过它,组元在叶轮外缘被输送到燃气发生器喷嘴。燃气穿过反冲的涡轮喷嘴引起叶轮旋转。在旋转运动的惯性力场内,通过一个小直径径向通道的流动具有复杂的特性,这是很明显的。叶轮通道能实现的压力值要靠实验来确定。这里建议一种方法,用一个小直径的喷嘴,由实验来确定径向旋转闭合流道的真实压力值。这个方法建立在测量流道和喷口实际流量的基础上。获得的实验结果表明:R。数0.3～0.4对应着外缘速度300～250m/s,直径6mm,喷嘴口1mm的径向流道压头系数限制在0.4～0.45范围内。但压力恢复系数为0.8～0.85。进行的研究证实了得到的结论:径向通道的叶轮用作先进的转子式液体火箭发动机输送组件是可能的。     

低比转速高速泵螺壳形式对性能影响分析

利用流体计算软件CFX,分别对低比转速蜗壳与环形流道离心泵的流场进行了不同工况下三维定常湍流数值模拟,并进行了试验验证。水力性能计算结果与试验偏差小,数值仿真方法是合理有效的。通过对2种泵内部流场特性的比较分析,得到了其流动机理,蜗壳流道离心泵的蜗壳出口流道对应流体的撞击所产生的回流与漩涡明显,压力与相对速度分布与其他流道差别较大,是水力损失的主要原因;2种离心泵在距离入口较远处的叶片压力与相对速度分布基本一致。最后通过对蜗壳流道离心泵取不同的喉部面积在设计工况下进行数值模拟,进行了优化设计。结果表明:当喉部面积为蜗壳第八断面的1.1倍时,泵性能最佳。     

宽速域乘波构型设计方法研究综述

乘波体是一种典型的高速气动构型,由于高升阻比和均匀的下表面流动等特性使其成为机身/进气道一体化设计的理想构型。随着对乘波体设计方法的不断研究,提高乘波体在非设计条件下的气动性能,实现乘波体的宽速域飞行成为乘波体实用化的一个重要研究方向。将目前的宽速域乘波体设计方法分成变马赫数、多级组合和涡波结合3种类型,并详细介绍了这些方法的设计过程,分析了设计方法的优缺点。     

空间可展开结构拓扑综合方法研究

空间可展开结构的构型用邻接矩阵表示,采用拓扑变换的方法来研究空间可展开结构 的拓扑综合。通过构件的增加、减少以及连接关系变化的变胞综合方法实现不同构型之间的 变换运算。以周边桁架可展开天线结构为例,通过构型变换,得到了不同于目前同步展开／ 收拢方式的混合展开收拢方式,以及新的可展开结构的构型。通过所得类型的运动仿真,表 明了混合展开方式以及新的可展开结构类型的可行性,验证了空间可展开结构拓扑综合的变 胞综合方法。     

Xilinx FPGA自主配置管理容错设计研究

针对SRAM型FPGA在空间辐射环境下容易受到单粒子效应影响的问题,在分析可重配置的Xilinx FPGA的结构和故障模式的基础上,提出一种基于自主配置管理的Xilinx FPGA容错设计方案。综合运用诸如逻辑电路三模冗余、块存储器EDAC校验、动态回读、动态局部重配置及周期全局重配置等方法实现故障的屏蔽、检测和修复。该方案覆盖了FPGA的各种单粒子效应故障模式,并且在芯片内部实现了自主配置管理,具有体积小、成本低、可靠性高的特点。     

基于结构特征的弹道目标雷达识别技术

弹道目标的结构特征反映了目标的本质属性,是识别真假目标最直观的特征之一。分析了弹道目标的结构特征差异,系统归纳了基于结构特征的弹道目标雷达识别方法。根据雷达提取结构特征所采用的信息不同,将这种识别方法分为基于RCS序列的识别方法、基于一维像的识别方法、基于二维像的识别方法以及基于极化信息的识别方法,详细阐述了这四类识别方法的物理基础及其实现途径,分析了它们各自的特点,最后展望了技术发展趋势。     

强约束条件下星座一体化优化设计方法研究

针对星座构形一体化设计时，由于约束条件复杂而导致求解困难的问题，提出了自适应序列约束边界法和约束邻域排斥策略，以进化算法为基础构成了星座构形一体化优化设计方法。应用此方法进行了全球导航星座构形一体化优化设计，设计结果表明该方法能够高效解决综合考虑多种设计因素、具有离散／连续混合变量、无导数信息的星座构形一体化优化设计问题。     

新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统方案研究

介绍了国外新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统发展现状,提出了一种新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统方案,介绍了新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统特点并分析了新型发动机系统关键技术,开展了新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统研究,掌握了主要组件设计技术,获得了活塞泵增压系统仿真特性。     

深空环境下卫星编队飞行队形重构实时重规划

针对深空环境中卫星编队自主队形重构的机动问题,设计了队形重构过程中的实时重规划方案。在每次重规划过程中首先用Legendre伪谱法将当前时刻到终端时刻的重构问题离散化为非线性规划问题;其次,根据卫星编队飞行队形重构的特点,使用协同进化粒子群(CPSO)方法对每次重规划进行求解,该方法既避免了传统优化方法对复杂问题梯度的求解,又能在整个优化过程中保证约束条件的满足,并且能够事先为粒子群的进化提供大致方向,极大地提高了每次重规划的计算速度;最后,提出了重构过程中具体的重规划策略,以保证队形重构的顺利进行。仿真结果表明,与传统的控制方法相比,在重构过程中,该方法能够在初始给定轨迹的基础上进一步优化,可以有效降低重构过程的能量消耗,并能够避免重构过程中碰撞的发生。     

液体火箭发动机试验测量系统状态检测程序设计

发动机试车准备过程中,测量系统的状态变化直接影响到发动机参数测量的准确度。为正确获得测量系统的状态变化,从测量系统的硬件组成出发,针对压力、温度等参数类型,提出了测量通道状态变化的检测判断方法。在Windows操作系统下,采用VB6.0语言,设计了相应的状态变化检测程序。试验证明:测量系统状态检测程序运行可靠,操作方便,提高了试车工作效率。     

前置不同诱导轮的高速离心泵性能

为研究分流叶片诱导轮及变螺距诱导轮对离心泵水力性能及汽蚀性能的影响,对具有前置诱导轮的高速离心泵进行了试验和数值模拟。外特性试验表明,两种前置诱导轮对高速离心泵效率的影响均不显著,前置分流叶片诱导轮的离心泵扬程相对于前置变螺距诱导轮有显著下降。汽蚀试验表明,小流量工况下前置分流叶片诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,大流量工况下前置变螺距诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,其余工况下两者的抗汽蚀性能相当。仿真结果表明,大流量工况下分流叶片诱导轮扬程较低,不能满足离心轮进口能量需求,致使前置分流叶片诱导轮的离心泵汽蚀性能变差。