涡扇加力和多功能推力矢量装置

从加力燃烧室的技术现状、发展需求和制约条件等三方面与主燃烧室进行对比并作全面分析，同时，从来流的温度和压力条件阐述了隐身技术和高膨胀比可调喷管、推力矢量控制的需求。中指出在未来看得见的时间内，加力部件不仅不会取消，而且还会在功能上有新的发展。加力部件上出现新技术是不可避免的，其中常规双层加力、游流加以及采用射流控制或其他新的控制方法的多功能推力矢量装置将很可能出现。本分析可供预先研究作参考。     

航空发动机加力燃烧室的技术发展

叙述了新一代航空发动机加力燃烧室的发展特点,并对今后如何发展提出了建议。     

航天员转体技术仿真

航天员在自由状态下的转体技术是航天员训练和太空任务完成好坏的重要指标。本文借助１５段的人体模型,使用多刚体动力学的方法建立起航天员转体动作的力学模型。该模型易于编程,适合于实时计算。并使用计算机动画技术,建立了航天员转体运动的实时动态仿真系统。该系统只要求输入基本的人体测量数据和肢体的相对运动规律,以图形动画形式输出,具有良好的交互性。     

一类多子结构系统的模态综合

对大型多内连自由度的多子结构系统,若用经典模态综合方法的直接推广来计算模态,由于程序的复杂性、通用性、计算机容量和效益等因素的限制,根本难以实现。本文提出一种多子结构模态综合方法,实施简易,大大节省了计算机存贮和运算,作为一个应用和考例,已把它用到了多叶片一轮盘系统的模态分析中,且用激光测振考察了结果的精度。     

柔性变后掠飞行器非定常气动特性数值研究

为研究柔性变后掠飞行器变形过程中的非定常气动力,对柔性变后掠飞行器进行了非定常数值仿真。首先分析了柔性变后掠飞行器在特定后掠角下的定常气动特性,接着选用三种变后掠周期进行了非定常计算,分析了不同变后掠速度对飞行器气动特性的影响,以及定常与非定常气动特性的差别,并研究了这种差异产生的原因。结果表明:柔性变后掠飞行器通过后掠角的改变可以使实时气动性能达到最优;不同变后掠速度引起的气动力差异不大;定常气动力与非定常气动力最大差异不超过7%,其差异主要是由于机翼上气动力的差异引起;非定常计算的升力、阻力系数大于定常结果,俯仰力矩系数与定常计算值差异不大。非定常气动力的产生机理是由于机翼的附加速度所引起的,与流场迟滞无关。总体上看,攻角小于14°时,小后掠可以取得较大的升力、阻力系数;大于14°攻角,大后掠的升力、阻力系数较大;所有后掠角均在4°攻角处取得最大升阻比且小后掠角的升阻比较大;当升力系数小于1.28时,小后掠角产生较小的阻力系数,超过这一数值,大后掠角的阻力系数较小。     

充油式挠性摆式加速度计中气泡故障的判断

分析了气泡作用于充油式挠性摆加速度计摆不同位置时输出变化的机理。讨论并分析了气泡引起的输出减小、故障单向出现、故障输出数据随通电时间增长而趋于正常，以及倒置摆放测试故障消失等特征及其原因。并与其他主要误差源的输出特征进行了比较，据此归纳了快速有效判断气泡的标准。     

CME引起的地磁暴穿越时间

日冕物质抛射(CME)从发生至引起地磁暴最大值的时间间隔称为穿越时间.本文选取1997-2015年89个CME-Dst事件,分析CME速度、能量、耀斑类型等对穿越时间的影响;采用非线性拟合以及支持向量机(SVM)非线性回归技术,建立基于1997-2009年62个CME-Dst事件的CF模型和SVM模型,并利用其余27个CME-Dst事件对模型预报效果分别进行检验.结果表明,CF模型和SVM模型的预报准确率均达到85.2%,其中CF模型的平均绝对值误差为13.77 h,而SVM模型为13.88 h.与ECA模型结果(准确率为77.8%,平均绝对值误差为14.55 h)进行对比发现,CF模型和SVM模型的准确率更高而误差更小.CF模型和SVM模型能够提前1~5天较好地预报地磁暴爆发时间.     

改进型一体化加力燃烧室方案的数值模拟

针对传统加力燃烧室质量过大与非加力状态下流动损失巨大的问题展开了设计研究,提出了一种改进型一体化加力燃烧室方案,取消了常规的钝体稳定器,采用了内突扩中心锥的火焰稳定结构.采用了数值模拟的方法研究方案的性能.结果表明:该方案对入口参数不敏感;在所有研究的工况条件下,3种方案总压恢复系数均高于0.96,加力燃烧室的效率接近0.90;采用波瓣混合器的方案具有最佳的总体性能.      

过膨胀单边膨胀喷管试验和数值模拟

在低落压比4~10下,对高速二维单边膨胀喷管模型试验件的壁面静压分布进行了试验研究,模拟气体为高压空气;用三维数值计算得到了喷管性能参数,丰富了流场信息。试验和数值模拟结果表明,处于深度过膨胀状态下的单边膨胀喷管内部出现了自由激波、分离激波、两种激波相交及相互影响、自由激波分离和激波诱导分离等复杂现象;上膨胀面大面积的气流分离而形成的低压区使喷管轴向推力系数Cfa仅为0.78~0.87;此外,推力矢量角pδ为18°~25°,这对飞行器的配平和控制面操作带来一定的困难。