基于Bayesian-MCMC估计的隐身飞机RCS模型优化

对隐身飞机的雷达散射截面(RCS)统计建模时,传统方法通过直接计算RCS样本的统计特征估计模型参数,可能会产生较大的拟合误差。本文提出采用贝叶斯-蒙特卡罗(Bayesian-MCMC )方法提高起伏模型的参数估计精度,从而减小模型的拟合误差。首先将卡方分布模型和对数正态分布模型进行贝叶斯推导,得到其特征参数的后验估计表达式。然后采用MCMC算法构造后验分布的马尔可夫链,从而计算特征参数的估计值。最后通过比较2种方法的拟合曲线及其误差可知,本文方法适用于2种起伏模型,模型参数的估计误差比收敛误差门限值低1~2个数量级,2种分布模型的拟合精度均提高50%以上。      

气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响

为了掌握气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响规律以及解释声学实验中出现的切向频率分化现象的内在机理,采用声学有限元方法(FEM)并在单喷嘴声学模拟实验验证的基础上,从固有频率和声压分布角度分析了气喷嘴长度、声腔长度和节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,利用声压分布成功地解释了实验中出现的频率分化现象。结果表明:当燃烧室某阶切向振型频率与喷嘴1阶纵向振型频率相等时,喷嘴由于共振将切向振型声压幅值极值点附近的能量转移到喷嘴中,改变了燃烧室原切向振型的声压分布,因此在声学实验中产生切向频率分化现象；气喷嘴长度与节流嘴直径之间存在着耦合关系,在液氧煤油补燃发动机喷嘴设计阶段可进行组合参数匹配优化。      

冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。     

一种伺服系统的设计方法研究

伺服系统的精度和可靠性是评定伺服系统性能好坏的重要指标。本系统设计采用全闭环方法来提高系统的精度;采用冗余设计来提高系统的可靠性。经试验论证,该系统的精度和可靠性在一定程度上都得到提高。     

液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。      

TT-RMS:时间触发网络通信表生成算法

针对时间触发网络依据全局时间进行触发数据通信的特点,提出了一种基于单调速率调度(RMS)调度机制的通信表生成算法时间触发单调速率调度(TT-RMS),来生成时间触发网络的通信表.TT-RMS算法在安排消息时间槽过程中,首先根据消息周期,计算出各个链路的总负载,再根据链路的消息周期和总负载,通过RMS机制进行消息排序,确定出消息调度的先后顺序,最后根据时间槽的分配状态进行消息调度,优化了消息的调度过程.所提算法的计算时间复杂度为O(n2),空间复杂度为O(n).目前广泛研究和应用的可满足性理论(SMT)通信表生成方法,其计算时间复杂度通常是多项式级,有时计算时间不收敛.实验结果显示,TT-RMS调度的网络单个链路负载最大可接近100%,计算时间在1 ms左右,平均可调度网络负载是SMT方法可调度网络负载的两倍.TT-RMS通信表生成算法具有计算时间短,可调度消息负载多等优点,可以更好地满足航空航天复杂系统中上千条实时消息流的调度需要.      

大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术

随着发动机推力的增大,燃烧室直径也随之增大,表征燃烧室热声学特性的振型、频率及其组合振型更为复杂,燃烧室带与不带抗脉动隔板以及隔板的结构参数等对声学特性影响明显,直接影响燃烧不稳定性的裕度。为了研究抗脉动隔板结构参数对燃烧室声学特性的影响,本文基于三维柱坐标系声波动理论和COMSOL仿真平台,研究了抗脉动隔板结构对火箭发动机燃烧室声学特性的影响。通过单喷嘴声学模拟实验,验证了该仿真方法的有效性。分析了隔板高度、厚度和冷区长度对燃烧室声学特性的影响规律。研究结果表明:隔板高度由40mm增加至120mm时,燃烧室一阶切向和二阶切向振型的频率分别下降了22%和31%;隔板厚度和冷区长度对燃烧室声学频率的影响不超过5%;大推力补燃发动机燃烧室直径大,需采用结构形式更为复杂的抗脉动隔板来针对性地抑制横向振型。     

大直径液氧煤油发动机燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响

随着火箭发射任务轨道高度和载荷质量的提高，发动机推力和燃烧室直径增大，使燃烧室固有声学振型越发复杂。燃烧室收敛段、抗脉动隔板及其结构型式会显著影响燃烧室的声学特性，进而改变发动机的燃烧不稳定性裕度。为了研究燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响，建立了燃烧室声学有限元模型，并通过单喷嘴声学实验验证了仿真模型的准确性。研究了燃烧室收敛段和一周六径隔板对燃烧室声学特性的影响，重点分析了RD-170和F-1发动机不同隔板型式下燃烧室的声学特性，从声压分布的角度分析了其隔板设计的合理性。结果表明：添加收敛段后，燃烧室的1L和1T1L振型的频率分别提高了14%和17%。RD-170发动机的周向隔板位于2R振型速度波腹位置；F-1发动机所采用的两周八径13分区隔板不仅减小了2R振型速度波腹的半径，而且使切向振型的声压极值面积最小。双十字隔板使F-1发动机燃烧室中出现径向振型切向化的趋势。     

长征五号运载火箭助推动力系统

长征五号是我国新一代大型运载火箭（代号CZ-5）,芯级捆绑四个助推器,每个助推器配置两台并联的液氧煤油高压补燃发动机。本文对国内外运载火箭的故障模式进行分析,结合CZ-5火箭首飞实际情况,提出了助推动力系统风险规避应采取的措施。针对CZ-5火箭助推级和芯一级发动机起动点火的特点,分析了CZ-5火箭首次发射中的异型发动机点火匹配特性。简述了YF-100系列液氧煤油发动机的研制历程、技术特征和热环境适应性,重点分析了发动机在可重复使用和大范围推力调节方面的潜力。对比了国内外液氧煤油补燃循环发动机的推重比性能,分析了不同发动机推重比对火箭运载能力的影响,总结了提高发动机性能的措施（如采用泵后摆技术、选用高强度轻质化材料等）。提出了新一代液氧煤油发动机必须在满足高可靠性的前提下,追求高性能、高推重比、降低成本和增强适应性的后续改进方向。