爬升阶段涡扇发动机核心流道吸鸟适航审定

研究涡扇发动机核心流道吸鸟对发动机的影响，分析核心流道吸鸟与风扇叶片鸟击的损伤模式及关键要素的差异。采用光滑粒子流体动力学方法开展某发动机风扇增压级内涵的吸鸟数值模拟，研究吸鸟位置、鸟速和风扇转速等关键参数对鸟体碎片轨迹及质量分布的影响，确定核心流道吸鸟最严苛工况条件。结果显示：鸟撞击进口导流叶片中心位置时鸟体切片质量较大；在较高鸟速和较低风扇转速下进入内涵的鸟体切片质量较大。研究结果支撑了某型涡扇发动机核心流道吸鸟专用条件的制定，要求在典型的爬升阶段允许的最大爬升速度以及最小风扇转速条件下开展吸鸟试验，同时试验用到的这只鸟的撞击位置应该使吸入核心流道的鸟的质量最大。     

流阻对200N单推-3发动机热试车工作特性的影响

管道及阀门内部流阻会显著影响发动机工作性能。为探究不同管路流阻大小下200N单推-3发动机工作特性，开展了光管和波纹管两种管路200N发动机热试车试验研究。结果表明：大流阻工况喷前压下降约42.8%。热试车前后喷前压振荡剧烈，不利于发动机平稳工作。管路流阻显著影响脉冲燃压，小流阻脉冲燃压建立约2.5MPa，大流阻脉冲工作燃压建立约1MPa，远低于前者；管路流阻显著影响阀门启动特性，大流阻状态下，阀门启动时间(T₈₀)约为小流阻状态的3.93～5.28倍，管路流阻对阀门电流影响很小；小流阻状态下脉冲冲量显著大于大流阻状态下的脉冲冲量，约为后者1.5～2.1倍。     

燃油离心泵多目标优化设计及仿真分析

针对燃油离心泵高效、高抗汽蚀优化设计问题,进行了基于损失模型和SQP算法下的多目标优化设计并进行了仿真应用。首先,考虑叶轮、蜗壳等通流部件内的水利损失、容积损失以及机械损失,建立表征离心泵效率的综合损失模型；结合基于必须汽蚀余量计算下的汽蚀表征函数以确定离心泵多目标函数。进而,利用SQP算法构造合理的适应度函数,结合约束条件确定离心泵多目标优化设计的数学模型。其次,对某型燃油离心泵进行基于SQP算法的优化设计并与其他常用优化算法进行对比。可以看到：各优化算法的最优结果几乎相似,但SQP算法对多维非线性方程组优化求解所用的迭代步数相对较少。最后,利用CFD技术进行仿真及外特性预测,以验证基于SQP算法下燃油离心泵多目标优化设计的有效性。结果表明：相比传统方法设计的原型离心泵,基于SQP算法优化的离心泵内流场压力分布相对均匀,流动损失更低,且进口流动有利于抗汽蚀性能；从外特性结果来看,基于SQP算法优化的离心泵高效工作区域相对宽广,必须汽蚀余量相对较低,抗汽蚀性能有所改善。     

ATR发动机燃烧室波瓣混合器张角及瓣宽比对掺混、燃烧特性的影响

为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率，本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器，并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明：1）保持外张角不变，增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况；2）在内、外张角相同的条件下，通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率；3）相对于非反应流动，波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高，沿径向向外移动的速度也更快；4）带有波瓣结构的燃烧室内，因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小，80%以上的总压损失是由加热造成的。     

单组元300N发动机低温试验研究

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性，揭示影响发动机低温性能的主要影响因素，以300N发动机为试验对象，开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法，分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明，低温是影响发动机低温性能的主要影响因素，-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解，发动机发生爆炸；-30℃条件下起活时间为80.5～87.5ms，发动机可正常启动，且启动温度与起活时间呈指数关系；催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响，不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms；低温试验过程中，电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响，产生了明显的迟滞现象，延迟时间约100ms，对发动机在轨的精准控制存在一定影响。     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求，实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求，研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar，N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性，发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明，在高达数MPa的进气压力下，Ar，N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据），点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar，但阳极喷口附近温度高于Ar，N₂等离子体射流火焰长，卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低，但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成，具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高，提高供气压力和电流，有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现，采用N₂等离子体喷注面中心点火，可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火，最高燃烧室室压接近5MPa时，点火器仍能稳定工作，多次使用电极烧蚀不明显，在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

基于有向图模型的民机航空电子系统故障诊断

结合民机航电系统外场可更换单元或模块（LRU/LRM）的故障模式及影响分析（FMEA）、故障树 分析和实时性要求，设计了基于时间故障传播图（TFPG）的系统故障诊断元模型和领域模型，研究了基于逻 辑和时间一致性检验的故障诊断算法，使用后向推理和可信度度量列出候选故障集。以飞行管理系统为例，构 造了其功能失效的TFPG 模型，并通过仿真验证了基于TFPG 的诊断在滤除级联效应和关联驾驶舱效应中的有 效性。     

不同壁温及差分格式下超燃冲压发动机的仿真

针对圆截面超燃冲压发动机相关实验进行数值仿真，采用了不同的壁面温度条件和差分格式，并探究其对仿真结果的影响规律。结果表明采用常用的绝热壁面边界条件会导致激波边界层交互位置处的回流区变大，进而导致流道收缩，壁面压力升高。采用高精度格式不仅不能更为精确地计算回流区的大小，反而会使回流区面积变得更大。通过改变壁面边界条件，采用300 K的等温壁面，可以使激波边界层交互位置处的回流区变得极小，使仿真结果与实验结果十分吻合。计算结果表明，针对当前构型与实验条件，盲目提高数值格式的精度并不一定会得到更好的结果，相反可能会使仿真与实验更加偏离，而适当修改壁面温度条件，即使数值格式精度较低，仍然可以得到很好的仿真结果。最后，针对与实验结果吻合的仿真结果，分析了圆截面超燃冲压发动机的流场特性，重点研究了凹腔剪切层及其质量交换特性。     

浅析GE90-115B发动机引气系统PRSOV故障

以GE90-115B发动机引气系统常见故障为基础,总结了引气系统部件航线常见故障的排故经验。基于发动机引气系统各部件的工作原理,通过对故障现象的分析,制定了详细的排故流程,可作为排除同类故障时的参考。     

火星表面热环境对航天器热控影响分析

火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用，同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响，从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上，从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响。器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围为0.3～1.4W/(m2·℃)，对流传热系数随风速变化为0.2～1.5W/(m2·℃)，器内导热传热系数可控制在0.25W/(m2·℃)以下。结果表明，太阳辐射较火星表面和天空辐射而言是主要外热源，航天器表面的辐射和对流换热为两条并联换热途径，两者均可成为主要换热途径，器内导热传热是控制航天器内外隔热的主要可控因素。