泵间管气液两相流压力波传播速度数值研究

采用ANSYS CFX热相变模型数值模拟了泵间管气氧和液氧的混合冷凝过程.并应用整体平均两流体模型建立了气液两相流压力波的色散方程,系统研究了泵间管两相压力波的传播速度特性.计算表明:泵间管气液两相波速随空泡份额的增加先减小而后在弹状流区域略微增大,且两相波速随扰动角频率增加而增大.增加液氧流量或降低进口气氧温度,气液的冷凝效果增强,沿管流的空泡份额减小,气液两相波速增大.      

气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响

为了解气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响,在双基推进剂环境中对EPDM绝热材料进行了烧蚀试验研究。试验排除了粒子的作用,分析了两压强下的不同燃气速度环境中EPDM绝热材料的炭化烧蚀率、炭化层的结构特征以及成分分布。试验结果表明:燃气速度对炭化烧蚀率的影响较弱,对炭化层厚度的影响明显;不同燃气速度条件下炭化层断面具有相同的结构特点和相似的成分分布趋势;低燃气速度条件下烧蚀以热解炭化为主,高燃气速度条件下炭化层的机械破坏显著。试验结果可以用于进一步研究EPDM绝热材料烧蚀机理。     

含不确定参数的复合材料壁板热颤振分析

研究了含有不确定结构参数的壁板颤振问题,利用vonKarman大变形应变-位移关系、气动力活塞理论和准定常热应力理论建立了复合材料壁板颤振的气动弹性力学模型,考虑在壁板颤振分析模型中存在的不确定参数,将其用区间向量定量化,基于区间扩张理论和Taylor级数展开,并结合有限元计算方法,提出了区间分析的方法来估计含有不确定参数的壁板结构颤振临界风速的区间,以及发生极限环振动时振幅的变化区间。通过数值算例,将本文提出的壁板颤振的区间有限元模型与随机有限元模型进行了比较,显示了本文方法的有效性和可行性。这种方法的优点是只需要知道不确定参数的所在范围界限,为解决含有不确定参数的壁板颤振这类复杂的气动弹性动力学问题提供了一个途径。     

采用变速控制力矩陀螺的航天器姿态跟踪研究

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的航天器姿态跟踪问题.建立了以VSCMG为执行机构的航天器姿态动力学模型, 引入一阶稳定的线性角速度滤波方程, 同时, 根据Lyapunov稳定性定理, 设计了闭环系统的控制律. 利用加权的最小范数解得到VSCMG的姿态控制输入矢量. 提出了表征VSCMG构型的新奇异度量, 在其基础上利用梯度法构建了VSCMG的零运动, 以回避VSCMG的构型奇异, 并使转子转速趋于期望值. 以四陀螺金字塔构型为例进行仿真,仿真结果验证了该算法的可行性和有效性.      

基于积分滑模控制的对称六相永磁同步电机调速系统研究

为了提高对称六相永磁同步电机对参数变化和负载扰动的鲁棒性,在积分滑模面的基础上,提出一种基于积分滑模控制算法的对称六相永磁同步电机调速系统。通过Lyapunov定理证明了积分滑模控制器的稳定性,并进一步分析了控制器的性能。仿真结果表明:相比于PI控制算法,所提算法具有更好的抗干扰能力和稳定性。     

湿滑跑道飞机着陆轮胎-水膜-道面相互作用

基于飞机在湿滑跑道着陆时轮胎-水膜-道面相互作用流体力学平衡,得到道面积水水膜厚度、飞机行驶速度和轮胎花纹沟槽深度为动水压强的主要影响因素。以波音737-800的主轮胎为主要研究对象,建立轮胎-水膜-道面相互作用三维模型,基于Fluent软件建立三者相互作用有限元分析模型,采用流体体积函数(VOF)法获得轮胎迎水面水流分布情况和平均动水压强,利用上述有限元模型对动水压强影响因素进行规律性分析,得出动水压强的显著影响因素为道面积水水膜厚度和飞机行驶速度,动水压强与水膜厚度及行驶速度呈正相关,水膜厚度大于3 mm时水膜产生的动水压强增长较快,等于12 mm时动水压强达到并超过胎压(1.47 MPa),存在滑水风险。行驶速度小于100 km/h时,动水压强值小于胎压,不存在滑水风险。基于上述分析结果建立动水压强与水膜厚度、行驶速度和轮胎花纹沟槽深度之间的相关关系式,考虑着陆升力的影响,获得不同降雨条件下波音737-800临界滑水速度及着陆距离延长值,为飞机着陆安全行驶提供重要理论依据。     

浅谈CAD/CAM对高速加工的影响

CAD/CAM软件的使用对高速加工零件精度有很大的影响,本文对相关影响因素进行了分析和研究,并给出了一些建议。     

微型旋翼的不可压流动数值模拟

通过求解拟压缩性修正后的Euler方程成功地模拟了悬停时微型直升机旋翼的绕流。由于拟压缩项的加入,使不可压Euler方程组的类型发生了变化,相当于使方程组变成了双曲型,因此,求解可压缩流场的时间推进解法用于本文的不可压缩流场求解。计算中,网格采用O-H拓扑形式的结构网格,空间离散采用中心有限体积法,时间推进为五步Runge-Kutta方法。采用了当地时间步长、压强阻尼及隐式残值平均方法来加速收敛。应用此方法对低速条件下旋翼悬停绕流进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合得较好,经气动分析,证明拟压缩性方法运用于微型直升机旋翼是完全可行的。     

一种适用于空间应用的高速调制系统的设计和实现

为了适应空间科学技术的发展, 满足空间科学应用系统的数据传输速率、多进制数字调制方式以及实现调制体制灵活性的要求, 提出了一种适用于空间应用的高速调制系统的设计与实现方案. 该方案采用了基于FPGA和DAC的通信调制技术, 可在硬件设计不变的情况下, 实现QPSK, 8 PSK和16 QAM等多种调制方式下的高速数据传输. 分析了高速调制在硬件实现上的技术难点, 解决了高频率高精度同步时钟生成、高速数据转换、宽带调制等技术问题. 实测表明, 在载频为2 GHz时, 该调制系统在8PSK调制下速率可达750 Mbit/s, 且调制信号的矢量幅度误差(EVM)仅为3.3 %.      

风洞虚拟飞行试验技术初步研究

介绍了在航天空气动力技术研究院FD-10低速风洞中建立的风洞虚拟飞行试验系统,和对风洞虚拟飞行试验技术进行了验证性研究的情况.研究的目的是探索风洞虚拟飞行试验技术的原理和关键技术,包括组合式滚转轴承系统和舵面作动系统的缩比模型以及悬挂支撑系统技术.分别进行了模型滚转运动和偏航运动的风洞试验,对模型姿态随舵偏角变化的实时响应进行了风洞试验研究,验证了虚拟飞行的可行性,为建立生产型风洞的虚拟飞行试验装置打下了基础.