齿冠形收敛喷管模型气动和红外辐射特性数值研究

针对齿冠形收敛喷管的气动和红外辐射特性进行了数值计算,并与常规收敛喷管进行了对比.在本文研究范围内的结果表明:①齿冠形收敛喷管的推力损失大于常规收敛喷管;②齿冠形尾缘引射外界大气与主流掺混的能力强于常规收敛喷管,核心区长度得到有效衰减;③齿冠形喷管的热喷流3～5μm红外辐射强度在侧向相对常规收敛喷管的衰减量在15%左右,尾缘内倾角对于尾喷流红外辐射强度衰减的影响甚微;④齿冠内倾时,尾向处能遮挡喷管内部热部件.      

基于分层策略的三维航迹快速规划方法

快速航迹规划能力是任务规划系统追求的目标之一。提出了一种基于分层策略的三维航迹快速规划方法。该方法分为两个层次：全局规划和局部规划。全局规划在综合利用战场信息的基础上,利用遗传算法规划出最优或次优的引导点集,该引导点列所在的区域为最优连通域,并且在该连通域内能找到可行航迹,全局规划利用引导点列大致指明了最优航迹的走向;局部规划根据全局规划提供的引导信息和战场信息,利用SAS(Sparse A Search)算法快速规划出满足攻击角度约束的平面可行航迹,高度规划采用速度较快的几何规划方法。仿真实验表明,该方法比SAS规划方法要快,且生成的三维航迹近似最优。     

T-Jump/FTIR联用技术研究CL-20的热分解机理

用T-Jump/FTIR联用技术,在高纯氮气气氛、不同压力、不同裂解温度和1 000 K/s的快速升温速率条件下,研究了CL-20的快速热裂解过程。用快速扫描傅立叶变换红外光谱实时跟踪分析分解产物的种类和浓度变化,考察了实验温度和压力对CL-20快速热裂解气相产物N2O/NO2和NO/NO2比值的影响。结果证实,CL-20的分解首先是从N—NO2键的断裂开始,生成NO和其他较稳定的气体产物(如CO、CO2和H2O等),这种N—N键断裂的反应因压力和温度增大而加速,气态NO2生成后又与凝聚相和其他活性还原性气体产物(如CH2O)发生二次反应,经中间产物而产生N2O。     

月尘对热控系统的退化影响

月尘对热控系统的退化影响直接威胁到探测器在月面的生存,是探测器热控系统设计时所必须考虑的技术重点和难点之一。随着我国探月工程的深入,急需开展月尘对热控系统影响程度的研究,文章在调研的基础上,阐述了目前国内外在月尘的特性、危害性和防护方面的研究现状,并探讨了针对月面探测器设计上的一些可行的防尘措施。     

航空燃油类型对催化惰化系统性能的影响

在设计了一种催化惰化系统流程并描述其工作原理的基础上,以从油箱中抽吸气体的摩尔流量为基准,推导了流经催化反应器后各气体组分的流量关系,通过质量守恒方程及气体平衡溶解关系,建立了油箱气相空间气体浓度变化的数学模型。选择了RP-3、RP-5和RP-6燃油作为对象,用所建立的数学模型计算了不同载油率和催化反应器效率下的气相空间氧浓度变化关系。研究显示,由于3种燃油的蒸汽压不同,造成从外界环境补气及进入油箱的混合惰气流量不同,从而导致气相空间氧浓度的变化规律差异远大于采用中空纤维膜的机载惰化系统。因此,在设计催化惰化系统时要充分考虑燃油类型对惰化系统性能的影响。     

分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究

为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性,对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究,并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明:采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布,喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比,锯齿型喷管具有良好的降噪效果;内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管,在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管;在本文研究参数范围内,指向角小于88°时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。     

吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计

针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。     

超临界压力RP-3在竖直细圆管内混合对流研究

研究了超临界压力下碳氢燃料航空煤油RP-3在竖直细圆管内混合对流,分析了浮升力及热物性对碳氢燃料在垂直管中对流换热的影响。实验中控制热流密度从200~500 kW/m2变化,进口压力变化范围为3~5 MPa,进口雷诺数从5 000~10 500范围内变化。研究表明:在向上流动情况中进口段存在较为明显的入口效应,换热出现恶化现象,而在向下流动中未出现;对于向上和向下流动,由于热物性的综合影响,换热系数沿流动方向增大;在较低进口雷诺数(Re=5 700)时,对于向下流动,随着浮升力影响的增大,浮升力改变了流体径向速度分布,出现了换热强化;在较高进口雷诺数(Re=10 500)时,浮升力对换热的影响依然显著;判别式Bo*数小于5.6×10-7未能预测浮升力对碳氢燃料换热影响。      

基于经验直觉的无人机威胁规避机动决策方法

针对无人机飞行过程中遇到威胁需要及时安全规避的问题,本文提出一种基于经验直觉的无人机机动规避决策算法.首先将无人机威胁安全规避机动过程中所获取的态势信息,按照规避机动区域进行结构化处理并标注相应的机动决策标签,建立基于数据的无人机情景决策知识库.其次,利用无人机情景决策知识库中的数据训练长短时记忆网络以实现情景与机动决...     

表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义。从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数：基于表面热流频率参数的傅立叶数。此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法。