遥测接收站火焰衰减计算模型及应用

火焰衰减是运载火箭遥测系统设计及地面测站布站须重点考虑的问题.以火焰衰减对遥测地面站接收信号的影响为出发点,推导了火焰夹角与测站位置及火箭俯仰角之间的数学关系式,在此基础上依据已有的火焰夹角与火焰衰减关系模型,设计了理论弹道全程中地面测站火焰衰减量的计算程序.以某型遥测设备的接收信道链路为依据,在实际任务中对火焰衰减模型进行验证,结果证实模型具有一定的准确性,并在此基础上分析火焰衰减对遥测地面站某型变频器参数设置的影响,确定了实际任务中更加合理的变频器参数.     

放映氙灯稳流及稳纹波电路研究

本文简要介绍了放映氙灯电源的现状,详细研究了由中国民航学院三维显示技术研究所最新研制成功的放映氙灯电源中的稳流及稳纹波电路的设计思想和工作原理。理论分析和实验结果表明,本文设计的稳流及稳纹波电路显著地提高了氙灯电源的可靠性及减小了氙灯电流的纹波系数且操作简便,利于推广应用。     

A combined turbulent combustion model in studying a lean flameout process

A modification of the Zimont turbulent combustion model is presented; the modification makes it possible to describe processes in diffusion and homogeneous flame fronts as well as to take into account the influence of different factors that cause flame destabilization. The model is based on the equation for a reaction completeness extent (completeness of combustion). The model realization to simulate the premixed combustion is described and the modification of the turbulent combustion model is applied to simulate a process of flameout downstream of the flameholder.     

弯曲通道模拟离心条件下的主燃级和预燃级联焰试验

冲压转子发动机是冲压发动机和燃气涡轮发动机的有机结合,其结构简单。冲压转子发动机燃烧室由于其内部受到强离心力场的作用,燃烧室火焰的稳定燃烧以及传播都会受其影响。为了得到离心力场对分级燃烧中两级联焰的影响规律,本文进行了试验研究工作。针对燃烧室在强离心条件下的燃烧特点,采用弯曲通道模拟气流的离心效应。在弯曲试验段上对预燃级和主燃级进行了联焰研究,试验在常温常压条件下进行,进口气流速度范围为10~70m/s。试验中考察了离心力、燃油分级比例以及主燃级燃油喷射初始角度对联焰的影响,试验结果初步验证了燃烧方案的可行性,为冲压转子发动机燃烧室的研究奠定了基础。     

乙醇-空气稀液雾值班火焰的大涡模拟研究

为加深对气液两相湍流燃烧现象的认知,检测火焰面模型在液雾燃烧中的适用性,本文在欧拉-拉格朗日架构下使用火焰面/反应进度变量模型(FPV)数值模拟了乙醇-空气稀液雾值班火焰。欧拉坐标系下的气相湍流场使用大涡模拟方法模拟,离散液相则使用拉格朗日颗粒轨道模型进行描述,考虑了相间质量、动量、能量交换。燃烧模型中采用碳元素定义混合物分数,在混合物分数方程源项中体现液相对燃烧模型的影响。模拟得到的气相温度分布和液相统计值均和实验数据较好吻合,验证了该燃烧模型对稀液雾扩散类型火焰的适用性。分析瞬时图发现,该稀液雾火焰的最高燃烧温度往往位于当量混合物分数附近,在出口下游20倍直径处火焰完全点着,此处上游FPV模型能给出局部点火熄火现象。蒸发作用在剪切层和点火区域较强,而液滴和火焰作用较弱,单一液滴很少被火焰包围。     

三轴陀螺稳定平台伺服回路全姿态解耦及变增益控制方法

在载体大机动飞行背景下，要求惯性平台具备全姿态的功能。国内现有的三轴陀螺稳定平台（简称三轴平台）不具备全姿态的功能，在内框架增加了限位挡钉以限制内框架角的工作范围，主要是基于内框架角不能工作在接近于?90?的认识。为了准确描述全姿态条件下三轴平台的运动规律，本文指出了传统动力学推导过程中的不足之处，重新建立了三轴平台的动力学模型，基于该模型给出了非奇异的全姿态伺服回路并提出了一种新的全姿态解耦方法，包括力矩解耦和转动惯量解耦。最后，针对转动惯量在框架转动过程中非定值的问题，提出了基于H∞控制理论的变增益控制策略。仿真结果表明，变增益控制器相对定常参数控制器可显著改善三轴平台伺服回路控制的性能。     

多目标多光谱高温仪的研制

根据固体火箭发动机羽焰特征研制了多目标多光谱高温仪。文中介绍了多光谱测温技术及测温仪系统构成。该系统可同时测量羽焰6个目标点的温度,每个目标点均有8个工作波长,可实现对发动机试验时羽焰流场轴向和环向多目标的温度动态测量。     

Modelling ignition probability with pairwise mixing-reaction model for flame particle tracking

Reduced order models for ignition analysis can offer insights into ignition processes and facilitate the combustor optimization. In this study, a Pairwise Mixing-Reaction (PMR) model is formulated to model the interaction between the flame particle and the surrounding cell mixture during Lagrangian flame particle tracking. Specifically, the model accounts for the two-way coupling of mass and energy between the flame particle and the surrounding shell layer by modelling the corresponding turbulent mixing, chemical reaction and evaporation process if present. The state of a flame particle, e.g., burnt, hot gas or extinguished, is determined based on particle temperature. This model can properly describe the ignition process with a spark kernel being initiated in a nonflammable region, which is of practical importance in certain turbine engines and has not been rigorously accounted for by the existing models based on the estimation of local Karlovitz number. The model is integrated into an ignition probability analysis platform and is demonstrated for a methane/air bluff-body flame with the flow and fuel/air mixing characteristics being extracted from a non-reacting simulation. The results show that for the spark location being at the extreme fuel-lean outer shear layer of the recirculation zone, PMR can yield ignition events with a significant number of active flame particles. The mechanisms for the survival of the initial flame particles and the entrainment of the survived flame particles into the recirculation zone are analyzed. The results also show that the ignition probability map from PMR agrees well with the experimental observation: a high ignition probability in the shear layer of the recirculation zone near the mean stoichiometric surface, and low ignition probabilities inside the recirculation zone and the top stagnation region of the recirculation zone. The parametric study shows that the predicted shape of the ignition progress factor and ignition probability is in general insensitive to the model parameters and the model is adequate for quantifying the regions with high ignition probabilities.     

替代燃料贫油熄火边界影响因素

为了研究燃油以及入口空气压力对于贫油熄火(LBO)边界的影响大小及规律,采用航空煤油(RP-3)、高沸点费托油(FT)和柴油进行了三种不同燃烧室入口压力工况下的贫油熄火实验并进行规律分析。分析结果表明:入口压力对贫油熄火边界的影响(19.17%)要大于燃油性质造成的影响(6.26%)。导致熄火油气比变化的主要因素包括入口空气压力,火焰体积,燃烧室温度,燃油雾化直径以及燃油的热值和密度,其中火焰体积和燃油雾化直径主要受燃油性质影响,而燃烧室温度则与入口压力有很大关系。入口压力影响的贫油熄火油气比变化会受其影响的火焰体积和燃烧室温度变化而削弱。碳数高支链烷烃含量少的燃油可能会提高火焰体积对熄火油气比的影响,使其在低入口压力下有更好的贫油熄火边界。      

平台式重力仪航空重力测量数据后处理技术研究

针对航空重力测量对数据后处理的要求,结合平台式重力仪系统的组成与工作原理,在重力异常信号的频域特征基础上,设计出一套有严格频域规范的航空重力数据后处理流程,并对某海域实测数据进行了处理。结果表明,重力异常值内符合精度为12条东西测线达到0.43mGal/140s和0.84mGal/100s,4条南北测线达到0.39mGal/140s和0.79mGal/100s;以同测线GT-2A单次测量结果为标准值统计标准差,12条东西测线为0.72mGal/140s和0.98mGal/100s,4条南北测线为1.41mGal/140s和1.53mGal/100s。结果表明,设计的航空重力测量数据后处理方法可以实现重力异常信号的高精度提取。