旋转对固体火箭发动机两相流点火过程影响仿真研究

为研究高速旋转对内外燃管型装药固体火箭发动机凝聚相点火瞬态过程的影响规律，应用计算流体动力学（CFD）流体计算软件，使用用户定义函数（UDF）编程接口建立固体火箭发动机点火模型，对旋转条件下发动机凝聚相点火过程进行模拟。将数值计算结果与地面旋转实验内弹道进行对比分析，验证数值模型的正确性。计算结果表明：①点火药燃气颗粒因旋转做离心运动，大量粒子聚集在燃烧室头部上端，部分粒子附着在发动机壁面，且停留时间较长。②点火药燃气颗粒占比从20%增加到40%，点火压力峰值降低3.93%，发动机转速的升高会造成内弹道平衡压力升高，但点火压力峰会逐渐降低，且峰值出现时间发生延迟，转速达到15 000 r/min时点火压力峰消失。③转速增大，点火颗粒与推进剂传热增大，火焰传播期减小，但燃气填充期和点火延迟增大，点火药燃气颗粒占比为20%时，转速为15 000 r/min较静止条件下点火延迟增加了23.76%。     

二体绳系卫星系统冲击效应动力学与试验研究

为了研究冲击效应对二体绳系卫星系统动力学特性的影响，开展了基于绝对节点坐标法的柔性绳索模型及绳系卫星系统运动特性分析研究。首先介绍了绝对节点坐标法柔索模型的建立过程，并进行了动力学仿真实验，在仿真时充分考虑了柔索的轴向刚度矩阵、弯曲刚度矩阵以及质量矩阵，可在不增加计算量的同时保留系绳真实特性。最后，搭建了三自由度的二体绳系卫星地面模拟试验系统，在规格为20 m×30 m的大型气浮平台上开展了试验验证，对末尾释放阶段和初始回收阶段系绳的张力以及子星的运动状态进行了分析。验证结果表明：地面模拟试验与仿真实验相比，系绳张力误差均在5%以内，验证了该建模方法的有效性和所搭建的试验系统的可靠性，同时为绳系卫星的未来发展和地面试验的进一步展开奠定了基础。     

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响，在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中，在来流马赫数为50和60条件下，开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究，同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时，飞行器尾部区域表面压力分布差别明显，高落压比时喷流干扰作用的区域更大，压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布，将会对飞行器操纵特性产生影响。      

类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

采用尺度自适应模拟（Scale Adaptive Simulation, SAS）方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究，对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下，喷管内部出现流动分离，喷管内壁压力先减小，在分离点处压力达到最低点，然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性，喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下，喷管内部不发生流动分离，内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时，在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘；喷流冲击水平地面时，喷流和地面反弹气流相互作用，阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下，喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。     

离心压缩机两区域模型改进与验证

离心压缩机一维预设计中，准确的性能预测可以有效地缩短设计周期，提高设计效率。为了提高性能预测的准确性，在传统两区域模型的基础上，引入外界能量输入与叶轮旋转效应，提出一种叶轮扩压度计算模型，并结合无叶扩压器的特点，将两区域模型应用于无叶扩压器性能预测中。通过与文献中已有的实验结果进行对比，验证了改进模型的可用性。对比结果表明:改进的两区域模型有效减少对工程经验的依赖性，可以实现不同压比、不同后弯角离心压缩机性能预测，总体预测精度较高，与实验数据偏差在4%以内。      

基于推广疲劳-蠕变等效转换理论的高温条件载荷谱编制方法

针对现有载荷处理方法对高温条件下保载时间内损伤的忽略或考虑不足问题，对疲劳-蠕变转换理论进行了推广，给出普适的转换模型建立流程，以此修正雨流计数中的等值点压缩、小幅值剔除等数据压缩步骤，从而获得了能够量化全工况保载损伤的高温条件载荷谱编制方法。在航空发动机高压涡轮盘上的应用表明：本方法考虑了全工况等值及小幅值载荷贡献的疲劳-蠕变耦合损伤，其相当于纯疲劳循环（传统雨流法）的298.25%，比常规转换方法多236.91%；寿命预测误差为8.35%，较常规转换方法降低了95%，仅为传统雨流法的2.5%，证明了优化的高温条件载荷谱编制方法的应用价值。     

扩压器对基本级性能的影响

使用数值方法和试验手段研究了带无叶扩压器和不同进口安装角的叶片扩压器对基本级的性能影响.针对带无叶扩压器的基本级，重点研究了近喘振点、设计点、近阻塞点3种工况的内部流动特性，结果表明近喘振点的叶轮叶片进口、叶轮叶片出口、回流叶片背面均存在低速涡流区，而设计点和近阻塞点的流动状态良好，对于近阻塞点，流动速度较大引起的摩擦阻力损失增大，导致了基本级多变效率下降很快；对带单圆弧叶片扩压器的基本级，细致地研究了匹配不同进口安装角的单圆弧叶片扩压器对喘振裕度、阻塞裕度和效率的影响，结果表明:在出口安装角不变的情况下，扩压器进口安装角比设计值降低3°，基本级的多变效率和多变能头系数达到最佳值.      

核磁共振陀螺技术发展展望

核磁共振陀螺基于原子操控技术的前沿研究进展,具有高精度、小体积、纯固态、加速度不敏感等综合优势,是未来高精度、微小型陀螺技术的主要发展方向之一。介绍了核磁共振陀螺近年来国内外取得的研究进展,从工作原理出发指出了核磁共振陀螺实现涉及的核自旋极化、核自旋进动检测、核自旋磁共振、磁屏蔽等关键技术,重点分析了核磁共振陀螺向高精度、小型化方向发展需要重点研究的关键技术及其可能的解决思路,最后对核磁共振陀螺技术的未来发展进行了展望。     

基于DKF的IMU误差预测算法

作为导航领域常用的组合导航方式,全球导航卫星系统(GNSS)/惯性导航系统(INS)组合导航在GNSS信号失锁后,由于惯性测量单元(IMU)误差随时间迅速积累,其定位结果会偏离载体真实位置,导航精度下降.针对此问题,提出了一种长短期记忆网络(LSTM)辅助的算法,称之为深度卡尔曼滤波(DKF)算法.DKF算法的核心思想是使用LSTM训练IMU误差模型,然后通过训练出的模型预测IMU误差,最后将预测的IMU误差代入IMU数据以校正导航结果.仿真结果表明:在200s测试数据上,DKF算法将误差从1.1537m/s降低到0.3746m/s.与平均预测、卡尔曼预测和最小二乘估计等方法相比,DKF算法的误差最小,具有更优越的导航性能.     

修正平均应力法预测轮盘破裂转速的试验研究

基于修正平均应力法，分析了TC17钛合金压气机轮盘型面尺寸参数对径向和周向破裂转速的影响，并对破裂模式的转变进行预判。进而设计了针对径向破裂模式的轮盘试验件，并开展了TC17钛合金压气机轮盘的破裂试验。轮盘破裂试验结果与修正平均应力法计算结果吻合较好，计算的破裂转速储备与试验结果的误差由修正前的7.24%下降为修正后的0.72%，可为工程应用提供依据。