星球探测车的研发状况综述

自1957年前苏联发射第一颗人造卫星以来,人类投入了大量的精力到宇宙空间的探索上,随着科技的发展,深空探索也越来越受到关注,特别是在近地球星球的探索上.而开发出能行走于星球上的探测车是人类探索和征服宇宙的一项重要工作.首先,人们需要有一个全新的第二空间(目前人类未能开发或探索到的空间)来研究新工艺、新材料、新能源,以适应新的科研发展需要.开发出更好的适应于人类社会生存和发展的科技产品,需要在宇宙中某些合适的环境下来进行前期的探索与试验.其次,限于人类生存空间限制,需要寻求更广阔的空间、更能适应人类生存的环境来延拓人类有限的活动空间.这一切,都需要对未知星球进行探索,找到能为我所用的物质与空间.     

H型叶栅通道流计算网格的改进

提出一种壁面正交、尾迹区网格节点分布逐渐均匀化叶栅通道网格生成方法。为了研究壁面处网格正交性对数值计算结果的影响，推导出壁面附近流动参数一阶导数离散误差与网格线交角的数学关系。采用N-S方程分别对平板紊流附面层流和叶栅通道流进行计算分析。结果表明：壁面处网格正交性对附面层内流动计算预测精度影响较大，而对势流区流动影响很小；尾迹区切向网格节点逐渐均匀化分布能更准确计算尾迹区流动。     

基于CFD技术的鼻腔输药的流动特性研究

鼻腔输药作为一种新颖的输药方式,具有方便可靠的特点,不仅可以适用于局部而且适用于全身用药,已经受到广泛的重视。但由于人类的呼吸道复杂的立体结构使得鼻腔输药成为生物医药研究的一个长期的挑战。利用CFD(计算流体动力学,Computational Fluid Dynamics)技术对鼻腔输药的流动特性进行研究,对一个基于真实的人类鼻腔解剖的3D模型的输药的流动过程进行了分析,着重研究了不同的药物颗粒的流动和沉淀特性。利用CFD的商用软件FLUENT在层流情况下对不同的密度、直径和流动速率的药物颗粒在鼻腔中流动进行了数值模拟,并对计算结果进行了比较分析。CFD研究的结果为鼻腔输药这种新颖的药物输送方式的优化设计提供了依据。     

爆震管内爆燃到爆震转捩过程的实验研究

基于常温常压轴向进气条件下气动阀式两相爆震发动机模型开展爆燃到爆震转捩过程的研究，利用离子探针和高频压力传感器测量了管内火焰传播速度和燃烧压力波。研究结果表明，管内爆震波形成的初始位置在正常火焰面下游的一定位置处，如假设爆震管内波和火焰面是一维的，则在爆震波产生的最初一段时间内，爆震管内将出现三道火焰面：往出口方向传播的正常火焰面和爆震波火焰面及往进口方向传播的回传爆震波火焰面。     

二维非常规压缩型面超/高超声速进气道的设计概念

为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气动性能。非设计工况下,该进气道性能优于常规进气道。一体化设计时,该进气道对保持前机体来流附面层的稳定性十分有利。     

蛇形进气道的电磁散射特性

 对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15 GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究，取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明: (1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时±60° RCS均值为-24.33 dB·m²，垂直极化为-19.15 dB·m²，是一种低RCS进气道；(2)运用时域有限差分法计算所得的RCS随方位角变化曲线与实验曲线趋势基本一致，±60°均值误差在4 dB以内；(3)从进气道对称面电场(Ex)分布图可以看出入射波射入进气道并在内壁面产生多次反射，从而验证了蛇形进气道的设计思想并为在内通道关键反射点涂敷吸波材料实现蛇形进气道的高隐身提供了一个可行的研究平台。     

马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析

用 N-S方程和 RNG k-ε紊流模型计算了 RBCC用侧压式高超音速进气道三维内流场 ,重点分析了马赫数对流场的影响。从出口截面上气流参数的均匀程度来看 ,Ma3 时比 Ma6时的更均匀 ;从压缩气流的主要部位来看 ,Ma6情况下在支板前肩点之后到喉部截面之前的这个等宽度收敛通道内 ,而 Ma3 时主要是在前肩点之前的收敛通道内 ;从对气流的压缩程度来看 ,Ma6比 Ma3 更大 ;从唇口激波的强度来看 ,Ma6比 Ma3 更强 ;从进气道的流量捕获率来看 ,Ma6比 Ma3 更高 ;高超音速进气道内靠近侧壁以及侧壁和顶板的角区附近是最有可能出现亚音速的区域。     

自耦合射流对平行主射流的矢量偏转实验研究

为研究自耦合射流与主射流空间布局对主流矢量偏转的影响,采用了二者平行布局的方式,利用压电陶瓷单缝自耦合射流作动器出口两侧的低压区的卷吸作用,使主射流发生了显著的矢量偏转。实验表明,主射流的偏转角与自耦合射流和主射流之间的间距d,高差s等参数有关。在实验条件下,自耦合射流使约5·4m/s流速的主射流产生了最大45°的矢量偏转。     

航空发动机双余度智能位置控制器设计

针对航空发动机工作环境的复杂性与其高可靠性要求，利用软件和硬件冗余的方法，提出了一种由DSP和双口RAM构成的基于CAN总线的双余度智能位置控制器。该位置控制器适用于航空发动机分布式控制系统，由两条通道互为监控备份，可靠性大为提高。实验证明，该控制器能够较好的实现对电液伺服阀-作动简组合的位置控制，故障时能正确切换与报警。     

多循环脉冲爆震发动机净推力估算

为了研究试车台上脉冲爆震发动机(PDE)净推力的估算方法，在常温常压条件下，进行了大量的多循环爆震试验，在内径为150mm，长度为1800mm的爆震管中，成功地产生充分发展的爆震波。采用了动态和稳态推力计分别测量试车台上PDE的净推力及气动阀开和关时PDE的阻力，建立了试车台上PDE净推力的近似计算模型，同时研究了PDE净推力的主要影响因素。试验结果表明，PDE阻力与模拟飞行速度(或爆震室充填速度)有关；直接测量到的发动机推力与利用模型计算的净推力基本一致。研究结果对工程应用的PDE的优化设计，深入研究具有重要的参考价值。