细长体大迎角流动的非对称特性及声激励控制研究

通过测压、油流、粘贴转换带、热线频谱采集及声激励控制等一系列试验研究，讨论了Re数、转捩带对流动非对称性的影响，分析了细长旋成体大迎角非对称流动的特点。重点对声激励控制流动的非对称性的效果进行了详细分析，提供了有无声激励时功率谱和相关系数的变化情况，并提出了所支持的细长体流动非对称性产生机制的流场的空间动力不稳定性观点。最后阐述了声激励控制非对称流动的机理。     

基于三次样条的平面多值曲线的绘制

用三次样条插值函数不易直接绘制平面内的多值曲线。根据平面内已知的n个坐标对（x,y），本文选择已知点折线的累积长度为参数方程的参数，然后用三次样条函数建立参数方程，从而求解平面内的多值曲线。实践证明了这一多值曲线绘制的正确性和有效性。     

长征-3C运载火箭

1 前言 □□长征－3C（CZ－3C）火箭是中国运载火箭研究院研制的三级液体运载火箭，采用了大推力氢氧发动机、冷氦加温增压技术、动调陀螺四轴平台技术和低温氢气能源双摆伺服机构4项关键技术。火箭的研制成功有效地弥补了长征－3A（CZ－3A）与长征－3B（CZ－3B）之间运载能力上的跨度，形成了完整系列。 2 总体性能 2.1 火箭总体主要数据 CZ－3C火箭总长为54.838m，起飞质量为345t，含尾翼箭体最大直径为6.35m，整流罩最大直径为4.2m，有效载荷质量为3.8t。其箭体结构主要数据见表1。 表1 CZ-3C火箭箭体结构数据 参 数 助…     

基于被动控制的D型钝体减阻大涡模拟研究

钝体减阻在航空航天等多个领域内具有重要的应用潜力,也是重要的基础研究热点问题。为了精确捕捉流动控制的流动细节,并发展效果优良的流动控制减阻方案,论文围绕抽象出的D型钝体,采用大涡模拟方法,开展了被动控制减阻高精度数值模拟研究。首先基于前期研究成果,对D型钝体尾迹区剪切层附近放置一个光滑小圆柱的被动减阻方法开展了数值模拟,发现总阻力减小17.7%,与试验结果吻合很好,同时数值预测的速度场分布也与试验结果吻合良好。在此基础上,进一步提出了采用齿槽型表面结构的小圆柱对D型钝体尾迹区进行扰动,并开展了数值验证,发现总阻力减小21.4%,优于前期的减阻方法。最后研究了在三种雷诺数工况下两种小圆柱扰动情况下的减阻效果,均表现出良好的减阻效果,两种小圆柱扰动下总阻力最大降幅分别为19.6%和23.1%,同时基于大涡模拟计算结果对减阻流动机理进行了探讨。上述研究结果表明,通过进一步优化流场结构,可以得到更优的流动减阻方案。     

高马赫数多体分离试验技术研究与应用

为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。     

半球头体多孔逆向射流的减阻性能

采用基于shear stress transfer(SST) k -ω双方程湍流模型的数值方法研究了等面积多孔逆向射流对超声速来流条件下半球头体减阻性能的影响。基于等射流面积设计原则,在半球头体驻点附近进行多孔逆向射流喷注,通过改变射流总压比、射流孔数量,分析各变量对减阻性能的影响,并探讨多孔逆向射流间的相互影响。仿真发现:逆向射流能有效减小半球头体受到的阻力,随着总压比的增大,多孔逆向射流回流区增大,射流减阻性能提高;随着射流孔数的增多,射流减阻性能先提高再降低。在研究范围中,双孔逆向射流取得最优的减阻效果,其减阻比高达29%,双孔逆向射流间的相互影响是其取得良好减阻性能的关键。多孔逆向射流展现了取得优良减阻性能的可能性。     

不同速度波动下氢含量变化对氢气-甲烷钝体火焰燃烧不稳定性的影响

针对燃气轮机贫燃预混条件下容易产生燃烧不稳定问题,探究了不同氢含量对氢气-甲烷混合气钝体火焰燃烧不稳定性的影响,用于获得燃烧不稳定性的控制方法。通过像增强相机（ICCD）、光电倍增管（PMT）、卡塞格林定点采集等装置获得火焰图像,并借助火焰传递函数描述火焰对声场的响应特性。由此得到了不同速度波动A下氢气含量变化（0%,10%,20%,40%）对燃烧不稳定性的影响总规律,并分析了氢含量变化对混合气热释放率的作用机理。实验结果表明：随着速度波动A的增加,燃烧不稳定性增强。当A较小时,火焰传递函数幅值|H|下降较快;当A大于0.3之后,|H|的下降趋势趋于平缓,火焰传递函数发生饱和。当A相同时,分别对90Hz和140Hz作用下的火焰研究后得到了相反的结论。氢气含量的增加导致90Hz作用下的火焰传递函数幅值|H|增加;热释放波动的相位与速度波动的相位相同,并且相位差接近0°,燃烧不稳定性减弱;而140Hz声作用下氢气的加入却使得|H|下降,并且相位差远离0°,热释放波动与速度波动的跟随性变差,燃烧不稳定性增强。     

离子推力器高效高可靠性屏栅电源设计

为了进一步提高离子推力器的可靠性和使用寿命,采用6个电源模块串联输出的方法设计了高效高可靠性的屏栅电源试验样机,每个模块采用全桥LLC谐振变换器,并对屏栅电源模块的性能、打火时开关管的瞬态电流应力分别进行了测试研究。结果表明：屏栅电源模块采用全桥LLC谐振变换器,可以实现零电压开通零电流关断（ZVSZCS）,整个电源的转换效率提高到96.9%;单个电源模块输出电压为210V,电源模块内部没有大于250V 的交流电压峰值,简化了高压绝缘设计的难度;变换器初级较大谐振电感的限流作用使得推力器出现打火时,开关器件瞬态电流仅为40A。该设计可以有效提高屏栅电源的效率和可靠性,可以应用于小行星探测等深空探测航天器的电推进系统。     

基于引力场不对称性的三体系统轨道自主导航

以月球背面的中继通信为背景,提出了基于三体系统引力场不对称特性的星–星测距自主定轨方案。该方案以环月极轨卫星和地–月L2点Halo轨道卫星组成中继通信网,以实现对月球两极和背面的覆盖。通过采集极轨卫星与Halo轨道卫星的测距信息,结合卡尔曼滤波在日–地–月动力学模型下获得两颗卫星的绝对轨道。数值仿真结果表明:本文方法能将导航的位置精度和速度精度分别提高到百米和厘米/秒量级。该自主导航方法还可以扩展到不规则引力场小天体附近星群运动的自主导航。     

基于各向异性分布的非相干散射雷达谱仿真

基于离子在加热条件下呈现各向异性分布的假设,建立离子声波激发条件下非平衡态的三维离子速度分布函数模型,给出任意视线方向上非相干散射谱的计算方法,分析幅度修正因子、离子声速粒子组分、雷达波束方向与磁场方向夹角及温度各向异性对功率谱的影响.研究结果可以解释离子线谱超过一个量级的幅度增强现象和上行离子线强于下行离子线的不对称现象,对加热强扰动电离层条件下的等离子体参数反演具有重要意义.