喷管扩散段型面对固体发动机性能的影响

通过计算喷管二维两相流和边界层比冲损失,研究了喷管扩散段型面对其性能的影响。研究结果表明：在喷管扩散段长度一定的情况下,膨胀比有一最佳值,超过该值,喷管性能反而下降;在膨胀比一定的情况下,在一定长度范围内喷管越长,其性能越高。从而得出,为使综合性能达到最佳,在一定膨胀比下喷管扩散段长度应取喷管出口直径的1～1．25倍。该结论可供设计人员参考。     

仿生正弦前缘对翼面动态失速的影响

动态失速导致叶片气动载荷急剧变化，造成振动载荷激增，桨叶寿命大幅衰减。针对动态失速问题，从座头鲸胸鳍在动态倾转下取得良好的流动特性获得启示，据此模化出仿生正弦前缘翼面（包含3种波峰和2种波长），旨在实现动态失速控制。借助三维非定常数值模拟方法，采用运动网格技术，基于SC1095旋翼翼型，研究了仿生前缘动态失速流动控制机理及运动参数和来流速度的影响。结果表明：正弦前缘大幅度降低俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值；前缘波峰越大、波长越小，阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越明显，虽然升力系数峰值减小，但其减小量远小于前两者，例如其中一种仿生翼使俯仰力矩系数峰值减小了47.7%，阻力系数峰值减小了36.4%，升力系数峰值减小14.1%；在最大迎角附近，正弦前缘能够缓和失速特性，使载荷变化更为平缓；在高平均迎角、低俯仰频率、低马赫数下，仿生翼动态失速控制效果更强，相比较而言迎角振幅的影响较小。     

浅析航天型号计量保证工作

计量保证工作是航天型号任务质量保障的基础，关系着型号任务的成败。主要介绍了航天型号任务中计量保证工作的现状和不足，结合航天型号任务的全流程工作，提出在型号任务各环节的计量保证工作建议。     

基于动态补偿的多电机控制算法

多电机协调控制达到转速一致是电机控制中的一个关键难题，外加负载变动和电机参数变化时会引起电机性能的下降，达不到良好的控制效果。为使电机间保持转速同步，建立了永磁同步电机d-q坐标系下的矢量控制数学模型，基于转速跟随控制，提出一种基于单神经元PID的变增益速度补偿器进行偏差耦合控制。在MATLAB/Simulink建立了3台永磁同步电机的仿真模型。仿真结果表明，与传统PID固定增益速度补偿器算法相比，单神经元PID的变增益速度补偿器具有更强的鲁棒性以及更快的收敛性。     

C/C复合材料喷管烧蚀壁面退移流固耦合仿真研究

为了保障固体火箭发动机C/C喷管的可靠性,建立了一套正确反映发动机喷管烧蚀过程的流固耦合计算模型,以实现对喷管烧蚀率的高精度预估。依据热化学烧蚀理论以及喷管内燃气与喷管结构体界面的质量平衡和能量平衡关系,建立并验证了考虑壁面退移的C/C喷管流固耦合方法,实现了燃气流动、异相化学反应、结构体传热三者间的耦合。通过实验发动机喷管的烧蚀计算,论证了模型的正确性,并分析了不同金属铝含量对烧蚀率的影响,计算所得的烧蚀率与实验值最大相对误差为4.3%,与不考虑壁面退移的耦合算法计算结果对比,计算精度最高可提升46%。计算结果表明：C/C喷管在喉部附近烧蚀最为严重;推进剂中Al含量的增加导致燃气中氧化组分浓度降低,进而减少了烧蚀速率,这些结论与C/C喷管烧蚀相关研究结果一致。     

Plane wave spectrum and boresight error of radome-enclosed antennas

Ａｉｒｂｏｒｎｅｒａｄｏｍｅｍａｙｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎｔｏａｎｔｅｎｎａａｎｄｒａｄａｒｓｙｓｔｅｍｓ,ｅｖｅｎｉｆｄｅｓｉｇｎｅｄｅｌａｂｏｒａｔｅｌｙ．Ｓｉｎｃｅｒａｄｏｍｅｉｓａｄ...     

Radiative properties of alumina/aluminum particles and influence on radiative heat transfer in solid rocket motor

The thermal radiation of micron-sized condensed phase particles plays a dominant role during the heat transfer process in aluminized Solid Rocket Motors（SRMs）. Open research mainly focuses on the radiative properties of alumina particles while the study considering the presence of aluminum is lacking. In addition, the thermal radiation inside the SRM with consideration of the participating particles is seldom studied. In this work, the multiscale method of predicting the thermal environment insi...     

航天发射特征事件综合和弹道融合策略优化研究与应用

特征事件综合和弹道融合是航天发射过程中最为重要的一项工作,通过特征事件发生时间和火箭飞行弹道可直观地反映出运载火箭的飞行状态。因此,为了进一步提高特征事件综合和弹道融合效果,基于遥、外测量信息,分别对参与特征事件综合和弹道融合的信息源进行分类及其影响因素进行分析,并提出了相应的信息融合策略。通过采用优化的融合策略,可进一步提高特征事件时间解算的准确性和实效性,提升弹道融合的效果,满足航天发射飞行态势显示和安全控制的任务需求。     

二次流动对气冷涡轮叶栅流场的影响

针对典型跨声速高压涡轮叶型平面叶栅吸力面单排孔气膜冷却,采用数值模拟方法,比较分析了加入气膜冷却前后流场变化。结果表明,由于二次流动的影响,加入气膜冷却以后吸力面后部接近下壁面处没有受到冷气保护而直接暴露于主流高温燃气,在实际高压涡轮中将极大的降低叶片寿命。没有气膜冷却情况下,吸力面接近下壁面处边界层仍有可能因受到二次流动的影响发生转捩;加入气膜冷却情况下,气膜孔中心位置下游边界层由于射流和主流的相互作用将转变为湍流边界层,而由于孔间距的影响,只有射流和主流充分掺混以后才能影响到整个叶片的范围。     

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。