多核心机的涡扇发动机原理分析

说明了多核心机的涡扇发动机的结构原理。其结构与常规的三轴涡扇发动机的主要区别在于：发动机的核心机部分由环绕发动机轴线均布的多个子核心机单元体所组成,并采有了中压空气冷却措施,是一种具有独特结构和热力循环的新结构概念的涡扇发动机。通过对多核心机的涡扇发动机的热力循环论计算和结构原理分析,论述了超高压比的条件下具有的突出优点。多核心设计可以克服超高压比条件下常规涡扇发动机的压气机效率和稳定工作裕度严重下降的困难,实现超高压比,低耗油度,由于采用了中压空气冷却,在燃烧室出口温度不变的条件下,提高燃烧室加温比和发动机的单位推力,多核心机可缓解部件可靠性设计的诸多技术难题,加之采用单元体结构设计,使其具有高的可靠性,安全性和可维护性。     

硝酸酯增塑的热塑性聚氨酯弹性体推进剂

研究了在热塑性聚氨酯弹性体 (TPU )软段中引入聚乙二醇 (PEG) ,以改善与硝酸酯的混溶能力。通过控制 PEG的相对分子质量和含量 ,可使硝酸酯与 TPU的混溶比大于 4。采用溶剂法挤压成型工艺成功地制成了硝酸酯增塑的 TPU推进剂。此类推进剂的理论比冲为 2 598N· s/kg～ 2 648N· s/kg,燃烧性能优良 ,空白配方的压力指数为 0 .36,常、低温力学性能优异 ,可为硝酸酯增塑 ,加工温度较低。该推进剂是一个可以实现以挤压工艺生产的复合推进剂新品种 ,具有良好的应用前景。此外 ,对推进剂的热分解性能也进行了研究     

基于输出反馈的飞控系数重构控制

针对一类线性控制系统,运用基于输出反馈的特征结构配置方法,提出了一种稳定而有效的控制系统重构方法,根据输出反馈特征值配置原理,给出了原不系统牲结构的确定方法和故障后系统的重构方法与步骤,通过对某飞机纵向飞行控制系统的仿真表明所提出的方法既能保证重构后闭环系统的稳定性,又性使系统性能得到最大可能的恢复。     

复合材料桁架式发动机支架改型设计分析

采用DFH-3改进型平台的卫星变轨发动机支架直接安装在承力筒下锥段的内壁,要求在正弦振动载荷条件下,变轨发动机安装法兰面的最大加速度响应(5Hz~100Hz范围内)不得超过3g。针对上述条件,本文对DFH-3改进型平台变轨发动机支架直接继承现有产品的可行性进行了分析,并对几种可能的设计变更方式进行了分析,最终得到了对变轨发动机支架结构进行加强的优选方案。     

液体火箭发动机组件热真空虚拟试验技术

相比真实热真空试验,虚拟热真空试验能够有效降低研制成本,缩短研制周期.针对液体火箭发动机组件开展热真空虚拟试验技术研究,基于Sinda-fluint热分析软件建立了由真空舱、热沉、石英灯阵和具体发动机组件构成的热真空虚拟试验平台.热真空虚拟试验中存在大量的面面辐射换热,计算消耗极大,针对该问题采用蒙特卡洛光学追踪法进行...     

基于COSMIC掩星精密定轨数据的等离子体层电子含量研究

等离子体层是日地环境重要的组成部分.本文利用COSMIC掩星精密定轨数据经处理后得到的podTec文件获取等离子体层电子含量(PEC)对等离子体层进行研究.将podTec数据进行处理后获得的PEC(pod-PEC)和IRI-Plas经验模型提供的PEC(IRI-PEC)进行对比,发现pod-PEC与IRI-PEC符合得...     

高超声速飞行器推进模块的设计参数分析

通过斜激波理论、准一维工程估算和特征线方法建立了一个与飞行器机体一体化的推进系统模块的气动分析模型,其中采用参考温度法估算模块的粘性效应。在此基础上分别研究了飞行器前体长度、前缘角及推进模块宽度等关键设计参数对推进模块气动性能的影响。结果表明:增大模块前体长度将使模块的升力、净推力和比冲先增后降;增加前缘角将增加升力,但降低净推力;增加模块宽度会导致等效升力下降。因此,在设计此类高超声速巡航飞行器时,应采用模块化的推进系统并折衷选择前体长度和前缘角的大小。      

地面系留对直升机动力响应的影响

 建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动和旋翼转速对系统动力学行为的影响也进行了仿真研究。对于无系留的模型旋翼来说,在任何转速下没有出现不稳定现象;地面系留时系统会呈现稳定响应、极限环以及大幅值振荡等非线性动力学行为,大幅值振荡将使系留索、接头和支持结构承受破坏性动力载荷。     

多孔介质冷却通道在燃烧室中的应用

为了探索多孔介质冷却通道在液体火箭发动机燃烧室中的应用,采用金属粉末烧结法制备了多孔介质,设计了多孔介质通道的流阻和传热特性测试装置,建立了采用多孔介质冷却通道的燃烧室传热预测模型,对具有不同结构参数的多孔介质进行了研究。结果表明:随着孔隙率的增大,多孔介质通道的流阻逐渐减小,换热能力逐渐下降;基于传热模型的预测结果与试验有一定偏差,最大达到25%;相较铣槽通道,多孔介质冷却通道能够在燃烧室中获得更好的热防护效果。