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。     

超声辅助双喷嘴挡板阀压装位置控制技术研究

本文针对双喷嘴挡板阀中喷嘴压装提出一种超声辅助压装技术,对喷嘴压装机理进行分析,基于ABAQUS建立有限元模型,并研究超声振动及其各参数对压装位置控制精度的影响。仿真和实验结果表明,超声振动能够有效减小压装力和等效摩擦系数,提高压装位置控制精度,超声振幅越大,精度越高,两者近似成线性关系;振动频率与精度无明显关系,但频率为20kHZ时,压装质量最好。     

机械振动对平面触觉感知特性的影响

触摸屏上的触觉再现技术增加了人机交互的真实感和丰富性。在触觉再现中，掩蔽效应改变了触觉感知特性（绝对阈值和分辨阈值），影响了触觉渲染模型的准确性及触觉再现效果的真实性。基于机械振动、空气压膜与静电力三元融合的触觉再现装置，采用“三下一上”的实验方法，研究5种不同幅度的机械振动触觉反馈作为掩蔽刺激时，空气压膜触觉反馈感知特性的变化。与静电力触觉反馈作为目标刺激时感知特性的变化进行比较，得出如下结论:在绝对阈值方面，当机械振动驱动电压幅度由0 V增加到100 V时，空气压膜绝对阈值由34.30 V增加到46.41 V，增加了35.31%，增长幅度为静电力绝对阈值增长幅度的14.95%；在分辨阈值方面，当机械振动驱动电压幅度由0 V增加到100 V时，空气压膜分辨阈值在（15.21±0.67）V范围内浮动，变化趋势与静电力触觉反馈基本相同。      

扩压叶栅叶尖非定常流动的涡动力学机理

为了揭示压气机叶尖区旋涡结构与流动非定常性之间的关联，采用URANS对一亚声速平面扩压叶栅在不同攻角下的流场进行了求解，并借助Q判据提取了叶尖瞬态涡系结构。结果表明：泄漏涡的破碎现象能够通过诱导新的涡结构间接作用于相邻通道的叶尖流动，是导致叶尖流场失稳的关键因素。在-0.3°和+0.7°攻角下，叶尖泄漏涡发生了螺旋破碎，并伴随有非定常诱导涡的出现，诱导涡对相邻叶片载荷的影响使得叶尖泄漏涡发生周期性摆动；在+1.7°攻角下，泄漏涡破碎会导致反流涡的形成，反流涡的输运会给叶片载荷和来流攻角带来非定常扰动，反过来又会作用于泄漏涡的破碎和反流涡的生成，最终表现为一种自维持的非定常流动现象。     

航天器多通道近场无线能量传输系统设计

针对航天领域空间交会对接、航天器配电、在轨服务与维护等领域对无缆化的需求，提出了多通道近场无线能量传输系统，建立了多通道磁耦合近场无线能量传输系统数学模型，分析了影响系统传输效率的重要参数，并对关键参数对系统效率的影响进行了仿真分析。通过线圈高效耦合设计，实现了多通道近场无线能量传输系统的效率最优。所提系统解决了能量的无线传输，并实现多负载接收的问题。通过一台1 000 W多通道近场无线能量传输样机进行了实验研究，结果表明，所提多通道近场无线能量传输装置具有传输效率高的特点，解决了航天器无线能量传输的多负载问题。      

捆绑火箭POGO振动动力学模型的研究

确定了捆绑火箭POGO振动动力学模型中蓄压器的最佳安装位置,简化了液体捆绑火箭动力学模型。基于AMESim软件搭建捆绑火箭动力学仿真模型,分析了蓄压器的安装位置对捆绑火箭POGO振动系统的系统阻尼比的影响,以及贮箱、直管、泵和推力室产生的作用力对系统阻尼比的影响。结果表明:蓄压器安装在芯级氧路和助推氧路的系统阻尼比提升最大,POGO振动的抑制效果最好;推力室产生的作用力对系统阻尼比的影响占主导地位,故仅需考虑推力室产生的作用力,以简化捆绑火箭POGO振动动力学模型。该研究可应用于POGO振动的仿真过程。     

低温风洞运行压比相关性研究及应用

低温风洞流场参数快速精确控制需要建立驱动风扇功率与马赫数、雷诺数、压力和温度等运行参数间准确动态传递模型.以0.3?m低温风洞初步运行压比和状态参数测试数据为对象,归纳分析发现风洞运行压比与试验马赫数平方成近似线性关系,且相同马赫数下测试数据点分布与雷诺数成有序关系,基于该特性成功构造马赫数和雷诺数组合幂函数,并建立风洞运行压比与组合幂函数的线性关联式.结果表明在马赫数小于1.0和宽广雷诺数变化范围下该动态模型与测试数据具有良好的一致性.同时,利用空气动力学方程式也推导验证了该动态模型的理论正确性.该动态模型的建立使得风洞运行液氮需求和压缩机功率以相对简单的方式与试验状态相关联,将其应用于风洞前馈控制,必将简化风洞控制流程,缩短每个数据点的稳定时间,节约液氮消耗量.     

变循环发动机过渡态性能直接模拟方法

为了实现多变量可调的变循环发动机（VCE）过渡态性能模拟和控制规律设计,在稳态逆算法和过渡态性能隐式格式计算方法的基础上开发了变循环发动机过渡态直接模拟方法。在稳态逆算法模型中加入容积效应和转子动力学方程,实现了同时给定加速率、涡轮前温度和压缩部件工作点的条件下直接模拟计算过渡态过程中变几何参数和燃油流量的调节规律,验证了方法的精度和可行性,并将该方法用于变循环发动机转模态性能模拟和控制规律设计。计算结果表明,过渡态直接模拟方法的误差在0.58%以内,超声速巡航状态下由单外涵模态转换到双外涵模态的时间约为1 s,海平面静止状态下双外涵转单外涵的时间约为3 s,且推力、转速、涡轮前温度、喘振裕度等参数过渡平稳。该方法可简化转模态控制规律设计流程,并提高设计精度。     

结冰对民用飞机飞行性能的影响分析

在获取民用飞机适航合格审定证明前,必须通过飞行试验,并在试验中演示验证民用飞机能在CCAR25部附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行。基于此背景,计算并得到某型机两种构型在45min待机冰型下的飞行性能,与无冰状态下对应构型的飞行性能进行对比分析。结果表明,结冰对飞机的飞行性能具有较大的影响。