壁面温度分布的高超声速平板边界层稳定性分析及转捩预测

针对来流马赫数为4.5、6.0和7.0的高超声速平板边界层，取30km高空处的气体参数，壁面为等温、绝热和温度分布等3种不同条件，采用eN方法进行转捩预测。其中，壁面温度分布条件下，在等温壁（冷壁）和绝热壁之间，给出4种流向分布进行分析。取扰动的初始幅值为0.3‰，以幅值达到1.5%作为转捩判断依据。结果表明:当温度为来流温度时，等温壁面条件的转捩位置最靠前，并随马赫数增大更加靠前；绝热壁面条件的转捩位置随马赫数增大而推后；壁面温度分布条件下，在相同时刻，马赫数越大，转捩位置越靠前。相同马赫数下，壁面温度较高者转捩位置较靠后（马赫数为7.0时，不完全满足此规律）。在马赫数为4.5和6.0时，绝热壁面条件转捩由第一模态主导，其余情况主导转捩的都是第二模态。     

火星车低气压无风热环境模拟试验技术

为模拟火星车工作时所处大温差、低气压环境,文章以自主研制的调温热沉系统和压力控制系统为依托,实现试验容器热沉系统温度在-135~27℃间任意快速调节,均匀性优于±5℃;试验容器内气体压力控制值与目标压力值之差在±10 Pa之内。在国内首次完成无风环境下的火星车温控模拟舱验证试验,为火星车热分析模型修正以及后续火星车有风热环境试验提供了参考。     

预防Ⅱ型PIO的作动器设计

重点分析由作动器非线性因素(速率限制)引起的Ⅱ型PIO问题。将非线性因素线性化,采用赫尔维茨稳定性方法分析线性时不变系统的稳定性,采用二次型稳定性方法分析参数时变系统的稳定性。运用ROBAN算法确定稳定域,进而得到条件分析模型,分析了三种条件下的PIO趋势,给出合适的作动器设计方法。仿真研究表明,采用该方法设计的作动器使得某型飞机飞控系统具有良好的鲁棒性,可以有效避免Ⅱ型PIO的产生。     

某滑动轴承-转子系统次同步失稳机理分析及试验研究

通过简化的轴承转子系统模型,分析了次同步失稳机理,给出了次同步失稳解决方案。在试验台架上进行了5叶可倾瓦滑动轴承支承的柔性转子系统运转试验,当工作转速处于2和3阶临界转速之间时,观察到了明显的次同步失稳现象,获得了失稳门槛转速,分析得出轴承中环形流体周向平均速度系数。通过修改转子结构,提高低阶横向弯曲临界转速,有效消除了次同步失稳,实现了试验转子的超高速稳定运行。     

一种修正的Osher通量在高阶WCNS中的特性

将一种基于多维修正的Osher通量运用于高阶加权紧致非线性格式(WCNS)中,该修正通量主要在垂直于激波面的界面上增加耗散,能够改善Osher通量的激波捕捉稳定性,同时对边界层和接触间断的分辨率影响非常小。对修正的Osher通量在高阶WCNS中的特性进行研究,通过数值模拟测试了基于Osher通量的WCNS的激波稳定性、热流预测精度、边界层模拟能力、激波边界层干扰模拟能力,并与Steger-Warming通量和Roe通量进行了对比。结果表明修正后的Osher通量比Harten修正的Roe通量具有更好的激波捕捉鲁棒性,而边界层、驻点热流值和激波边界层干扰的模拟则明显优于Steger-Warming通量。上述结果说明了基于修正的Osher通量的高阶WCNS具有较好的激波捕捉特性、热流预测精度和边界层计算能力。     

航空发动机滑油压力和温度最大影响参数的一种确定方法

以初步确定的试飞中滑油压力和滑油温度影响参数集合为基准输入参数,基于大量试飞数据,采用人工神经网络方法,获得滑油压力模型和滑油温度模型的基准结果。随后,采用不同的基准输入参数子集进行人工神经网络计算,以模型计算结果与试飞结果的最大偏差、偏差分布范围作为判据,与基准结果对比,确定滑油压力和滑油温度的最大影响参数。最后,建立发动机全包线试飞、全工作状态的滑油压力和滑油温度最大影响参数确定方法。该方法对滑油系统的试飞内容规划、状态预判和安全监控等具有重要的指导作用。     

泵浦激光频率波动对核磁共振陀螺仪 零偏稳定性的影响研究

本文研究了泵浦激光频率波动对核磁共振陀螺仪零偏稳定性的影响.通过分析核磁共振陀螺仪理论模型和自旋光泵浦极化129Xe的过程,阐述泵浦激光频率波动对陀螺仪零偏稳定性的影响机理.结果表明,泵浦光频率波动会导致核磁共振陀螺仪零偏稳定性下降约3个数量级.泵浦光频率波动是制约核磁共振陀螺仪性能提升的重要因素.     

探测器安装结构对航天器壁温测量的影响分析

针对飞行试验中飞行器薄壁壳体测量温度与预测温度存在较大差异这一问题，采用气动热工程算法结合热传导计算方法，分析了测温探测器安装结构对测点温度的影响，并提出了改进措施。结果表明:对于薄壁结构飞行器在上升段有气动加热、其表面处于升温过程或热量由壳体表面向内部传导时，测温探测器安装结构对测点温度基本无影响。但当飞行器处于飞行中段，在辐射散热、表面温度低于壳体内部温度造成热量由壳体内部向外表面传导时，测点温度受原探测器安装结构影响明显，测量温度明显低于不装探测器时的预测温度；而采用本文提出的探测器安装方案，可明显降低对测点温度的影响，在飞行器的测点位置最大影响小于0.5K。     

一种温度动态调节方法及其动态性能仿真研究

航空气源模拟试验台主要用于模拟不同飞行状态时发动机给空气管理系统的供气,由于飞机爬升、降落时发动机供气参数会急剧变化,因此航空气源模拟试验台需具备动态能力.基于一种温度动态调节方法,在合理简化的基础之上采用NHT方法对其温度动态性能进行了仿真研究,仿真结果表明该温度动态调节方法能够满足温度动态性能需求,对动态航空气源模拟试验台的设计选型有较高的参考价值.     

双流机场一次连续性大雾过程成因分析

利用NCEP 1°×1°再分析资料、高空探测资料以及双流机场自动观测资料,对2013年1月6-9日双流机场出现的一次连续性大雾过程从天气背景、动力和热力机制等方面进行了分析。结果表明:RVR往往会先于能见度出现较为明显的变化,10分钟RVR下降率对大雾的预报有明显的指示意义;"多层逆温"的结构有利于大雾的形成和维持;低层上升气流和中高层下沉气流的界面中易形成逆温层,是大雾产生的重要因素;大雾发生前温度平流随高度变化的拐点位置与大雾发生时近地面逆温层高度有较好的对应关系。