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41.
考虑喷油润滑的附件机匣温度场分析 总被引:2,自引:2,他引:0
附件机匣作为航空发动机重要部件之一,其产热和散热的问题比较复杂.针对以往附件机匣相关研究只关注固体域的产热、散热分析,而对滑油散热作用不能充分考虑这一问题的现状,提出了基于流体仿真思想的稳态温度场分析方法.首先,通过分析附件机匣产热、散热问题的基本规律和特点,进一步采用k-ε湍流模型来模拟机匣内的情况,多相流模型模拟滑油,并且使用多参考坐标系模拟滑油在运动过程中的换热.最后,以某附件机匣作为具体应用案例,验证了方法的正确性和可行性,从而形成了一套行之有效的使用FLUENT软件对附件机匣进行稳态温度场仿真分析的模型和方法.研究的成果对于后续附件机匣的可靠性与寿命分析有重要支撑作用. 相似文献
42.
太阳帆航天器以两姿态角作为轨道控制输入时, 其轨道动力学方程具有非仿射非线性特性. 通过人工平动点处线性化获得的线性系统可完成太阳帆航天器轨道保持控制器的分析与设计. 由于线性近似模型为有误差模型, 存在近似有效范围约束, 表现为轨道高度约束和姿态角幅值约束. 本文研究了姿态角幅值约束对线性近似模型有效性的影响, 通过计算给出满足近似误差要求的姿态角幅值约束. 当控制输入存在幅值约束时, 控制器轨道修正能力受到束缚. 通过研究姿态角幅值约束下的最大允许入轨误差, 设计了最大允许入轨误差下线性二次型调节器(LQR)用于轨道保持控制, 并将控制器应用于太阳帆日地三体系统非线性模型中, 实现了日地人工L1点Lissajous轨道最大允许入轨误差的控制收敛和良好精度下的轨道保持控制. 相似文献
43.
Recent studies on human missions to Mars suggest revisiting the parameters that have the most important impact on the complexity, the initial mass in low Earth orbit, the risks and the development costs for the first journey to the red planet. In the last NASA reference mission, a trade tree is proposed. 相似文献
44.
Numerical investigation of the impact of asymmetric fuel injection on shock train characteristics 总被引:1,自引:0,他引:1
Numerical simulations are carried out to investigate the impact of asymmetric fuel injection on shock train characteristics using the commercial-code FLUENT. The asymmetry of fuel injection is examined by changing the fuel flow rates of the upper and lower wall fuel injectors. The numerical approach solves the two-dimensional Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS) equations, supplemented with a k-ω model of turbulence. As a result, different ways of fuel injections will always lead to shock train transitions, with the variations of shock train structure, strength and leading edge position. For symmetric fuel injection, the flowfield of the isolator is quite asymmetric with the boundary layer of the upper wall side developing much stronger than that of the lower wall, which is due to the heterogeneity of the incoming flow. Regarding to asymmetric fuel injection with more of lower wall side, though the pressures in the combustor are nearly the same, the first shock of the shock train converts between ‘Distinct symmetric X type shock’ and ‘Obscure and weaker asymmetric shock’ and the shock train leading edge moves upstream with the increase of the asymmetry level. With regard to asymmetric fuel injection with more of upper wall side, ‘incomplete asymmetric X type shock’ occurs and the shock train structures keep nearly the same with low level of fuel injection asymmetry. Unexpected results like unstart will happen when increasing the level of fuel injection asymmetry. And the isolator will come back to normal state by decreasing the differential of upper and lower wall sides fuel injections. 相似文献
45.
CHENG Cheng 《航空动力学报》2013,28(9):2100-2111
Chemical non-equilibrium flow was investigated for the scramjet single expansion ramp nozzle(SERN) with a strut-based liquid-kerosene-fueled combustor.Two-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS) equations were solved with the species conservation equation for continuous phase and the renormalization group(RNG) k-ε turbulence model.Lagrangian discrete-phase model was analyzed for liquid-kerosene droplets behavior in the supersonic stream.Combustion was simulated by kerosene surrogate fuel's 10-species and 13-step reduced reaction kinetics mechanism with use of Arrhenius's laminar finite rate model.Parametric studies were carried out to estimate the influence of different fuel injection positions and equivalent mixture ratios on the SERN chemical non-equilibrium effects.Numerical calculation results show that the strut-based combustor enables convenient modeling of various SERN entry conditions,which is similar with many preceding investigations,by changing the injector strut position and controlling the mass flow rate of each injector.Chemical non-equilibrium effects function in the whole SERN,especially in the initial flow expansion region,leads to obviously higher SERN performance of the non-equilibrium flow than that of the frozen flow.Furthermore,the distributed fuel injection pattern plays a significant role in enhancing the combustion efficiency in combustor,but weakening the chemical non-equilibrium effects funciton in SERN.Additionally,while the equivalent mixture ratio increases,the SERN thrust coefficient and lift coefficient rise gradually,and the increment of non-equilibrium flow in relation to frozen flow becomes higher as well.To be specific,the equivalent mixture ratio is 0.6,the maximum increment of thrust coefficient and lift coefficient are 11.6% and 25% respectively. 相似文献
46.
飞行器再入大气层通信黑障的消除方法 总被引:1,自引:1,他引:0
文章通过分析等离子体鞘层与电磁波的相互作用,考察了通信黑障的产生原理及其影响,详细介绍了各种通信黑障消除方法的基本原理及其优缺点,包括改变空气动力学形状、亲电子物质注入、磁开窗、引入交叉电磁场、提高发射功率和入射波频率以及采用Raman散射通信等,为进一步开展通信黑障消除方法的应用研究指明了方向。 相似文献
47.
48.
49.
50.
综合模块化航电软件仿真测试环境研究 总被引:7,自引:0,他引:7
伴随着综合模块化航空电子(IMA)软件在新一代飞机上的应用,其高复杂性、高度综合的特点以及分层的健康监控和故障管理模式给软件测试提出了挑战。传统的仿真测试环境在应对IMA软件测试中难以满足RTCA DO-178B中规定的对验证过程结果的验证的要求。本文在分析IMA软件特点的基础上,根据DO-178B的要求,综合国外的发展情况和国内的研究进展情况,研究综合模块化航电软件仿真测试环境需求,提出了基于软件故障注入的综合模块化航电软件灰盒仿真测试环境方案,并给出优势分析。该仿真测试环境方案以IMA软件为测试对象,应用软件故障注入技术和代码插装技术满足测试规范文件的要求。其具有通用灵活、适配性强、强实时性等特点,为中国新一代航电软件的系统验证和测试奠定了基础。 相似文献