某型无人机发射段飞行轨迹研究

用火箭助推起飞是广泛应用的无人机起飞的一种方式,它和用起飞车助跑起飞方式相比有一些优越之处。本文总结了在某型无人机采用火箭助推起飞时的飞行轨道研究中探讨过的几个问题,包括发射参数的选择原则和发射起飞过程中的一些特殊问题.如力矩平衡问题,无人机和滑轨之间相对运动问题等。     

探测器安装结构对航天器壁温测量的影响分析

针对飞行试验中飞行器薄壁壳体测量温度与预测温度存在较大差异这一问题，采用气动热工程算法结合热传导计算方法，分析了测温探测器安装结构对测点温度的影响，并提出了改进措施。结果表明:对于薄壁结构飞行器在上升段有气动加热、其表面处于升温过程或热量由壳体表面向内部传导时，测温探测器安装结构对测点温度基本无影响。但当飞行器处于飞行中段，在辐射散热、表面温度低于壳体内部温度造成热量由壳体内部向外表面传导时，测点温度受原探测器安装结构影响明显，测量温度明显低于不装探测器时的预测温度；而采用本文提出的探测器安装方案，可明显降低对测点温度的影响，在飞行器的测点位置最大影响小于0.5K。     

某型发动机Ⅱ区加力燃油总管换段维修技术研究

通过对Ⅱ区加力燃油总管故障机理进行研究,对换段维修进行可行性分析评估,新开发了一种加力燃油总管换段维修技术,实现Ⅱ区加力燃油总管局部结构改进,提升产品工作可靠性,解决Ⅱ区加力燃油总管进油管三通座两侧焊缝裂纹和断裂故障问题。     

多舱段航天器振动基频分配速算方法

多舱段航天器在研制阶段初期面临着如何分配各舱段基频以及确认基频分配方案是否满足运载火箭方要求的问题,但在这个阶段各舱段的设计尚未定型,建立航天器三维有限元模型缺少必要的输入且时间成本较高,无法满足设计迭代和优化的需求。文章采用多段杆模型模拟航天器的纵向振动特性,采用多段梁模型模拟航天器的横向振动特性,基于基频等效原则建立航天器舱段设计参数与梁杆模型参数的数学关系,分别推导多段杆和多段梁的振动频率方程,提出多舱段航天器振动基频分配速算方法。通过某月球探测器三维有限元模型模态分析数据和力学试验数据验证了该方法的有效性。所提出的方法可用于验证基频分配方案的正确性,并为开展设计优化提供了途径。     

多段翼混合边界层改变对流场的影响研究

前缘缝翼尾流与主翼边界层混合的改变对主翼气动力具有重要影响.利用数值模拟手段,通过在前缘缝翼尾缘添加一定动量系数的喷流,改变前缘缝翼尾缘的尾流,进而改变尾流与主翼边界层的混合状况.求解二维多段翼模型30P30N在各个不同喷流条件下的二维非定常流场,结果表明:提高前缘缝翼尾缘喷流的动量系数,将使前缘缝翼尾流和主翼边界层混合开始点后移,提高主翼上表面负压峰值和主翼升力;混合开始点对主翼的负压峰值及升力均有一定的影响;增大来流攻角会抑制前缘缝翼尾流和主翼边界层的混合.     

扇形段与全环燃烧室熄火性能换算研究

为研究不同类型燃烧室试验件熄火性能之间的关系,开展了扇形段和全环燃烧室的熄火性能试验.通过试验对比了二者熄火规律的相似性和差异性,并分析了造成差异的主要因素.以Lefebvre熄火模型为基础,结合雾化数据,拟合得到扇形段与全环燃烧室的贫油熄火经验关系式,并推算出二者熄火性能的定量换算公式.结果表明:扇形段与全环燃烧室的熄火边界变化规律类似,但在相同的工作状态条件下,全环燃烧室的贫油熄火油气比小于扇形段的相应值.     

双模态燃烧室隔离段预喷注预蒸发煤油的火焰回传特性试验研究

以超燃冲压发动机双模态模型燃烧室为研究对象,对隔离段喷注条件下的预喷注、预蒸发煤油点火和火焰回传特性进行了试验研究。试验分别针对典型的启动工况和巡航工况气流特点,对比了Ma2和Ma3两个工况下的边界层逆流火焰传播过程。试验结果表明,相比于单边预喷注,双边预喷注的燃料横向扩散能力增强,增加了火焰在主流中回传形成热壅塞的风险;相比于Ma2工况的低总温来流条件,Ma3条件下因气流总温高,采用预喷注方式注入的煤油喷雾其蒸发形成的气态预混气更加充分,更易形成逆流传播的火焰。     

烧蚀后的C-SiC隔离段内流场精细测量试验

为了获得极度粗糙内壁面对激波串流动特性的影响规律,通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射技术和高频动态压力测量技术测量了Ma2来流下烧蚀后的C-SiC隔离段中激波串流场结构,获得了激波串初始激波形态、激波后附面层发展形态以及激波串动态特性。结果表明,烧蚀后的C-SiC隔离段中激波串结构与光滑不锈钢隔离段相似。但是极度粗糙的内壁面深刻影响了近壁区流动,附面层增厚效应非常明显。前者激波串内的附面层比后者厚约50%,前者激波分叉点比后者更接近唇口约30%。极度粗糙的内壁面也提高了附面层的分形维数,加剧了拟序结构的破碎程度。烧蚀后的C-SiC隔离段中附面层的分形维数在1.548～1.649,比光滑不锈钢隔离段高6.7%～8.9%。烧蚀后的C-SiC隔离段极度粗糙内壁面对激波串振荡频率几乎没有影响。激波串前传过程中的振荡频率约20Hz。     

带抽吸二元进气道/隔离段激波串振荡特性

针对抽吸缝作用下激波串非定常振荡的复杂流动问题,采用高速纹影结合壁面动态压力测量的方法,在马赫数6的激波风洞中研究了高马赫数二元进气道/隔离段中激波串的自激振荡特性。隔离段出口不同堵塞度的实验结果表明:在低堵塞度下,隔离段内的分离激波无明显振荡;在中等堵塞度25.3%～32.3%和高堵塞度35.3%～38.2%工况下,隔离段内产生非定常激波串,受到隔离段内预先存在的背景波系以及抽吸缝泄流作用的影响,分别出现大幅度低频振荡和小幅度高频振荡;而当堵塞度超过临界值后,激波串被推出进气道,出现不起动。在大幅度振荡模式中,上壁面大分离区周期性地形成和消失,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝后缘到隔离段出口之间大幅度振荡,其振荡主频约为280Hz～480Hz,并且随着堵塞度升高而降低;在小幅度振荡模式中,上壁面始终存在大分离区,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝附近小幅振荡,其振荡主频约为900Hz～1800Hz。两种振荡模式均给隔离段壁面带来严酷的脉动压力载荷。     

航天器不同舱段一次母线接地设计

随着多舱段航天器的发展和航天器上供配电设备的增多,设备之间的相互干扰问题日益突出。文章对不同舱段的电源接地方式进行分析研究,给出航天器不同舱段的一次母线接地设计方案及实际应用案例,为后续多舱段接地设计提供经验参考。