高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究

射流预冷涡轮基发动机在高空高马赫数工作时对冷却水和液氧具有迫切的需求。本文以气液相变冷却机制为切入点，开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析，考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象，基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程，分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明，水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性，基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点，水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性；而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%-8%时，预冷段总压降系数为0.84%-1.27%，总温降系数范围为2.15%-15.12%，即温降范围为12.92K-90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求，需控制水-液氧的射流比例，液氧射流量建议小于60%的总射流浓度。在“40%水-60%液氧”的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时，射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%-9.39%，其中空气和水蒸气含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此，射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。     

"火星童子军"计划之首项--"凤凰"着陆器

1美国航空航天局火星探测计划回顾 进入21世纪,美国航空航天局(NASA)调整了它的火星探测计划.按照火星发射窗口每隔26个月一次的机会,NASA在21世纪头10年中安排了5次火星探测任务,每2年1次,分别为:     

欠驱动非完整机械系统的鲁棒控制

讨论了一类不确定欠驱动非完整机械系统的跟踪控制问题。基于所定义的误差方程,提出了新的鲁棒控制器。该控制器不但对系统惯性参数的不确定具有鲁棒性,而且保证了系统的跟踪误差渐近趋于零。数字仿真验证了所提出控制器的有效性。     

战斗机火控雷达天线测控系统的设计和实现

针对战斗机火控雷达天线在维修、检修中的实际困难和要求,对系统的功能、性能进行了分析,并用C/S关系数据库系统技术和串口通信技术对由工控机、功率仪和PLC组成的测控系统进行了设计和实现。     

某型航空发动机控制原理研究

在查找发动机故障原因时,不能止步于找到故障表层的因素而忽略故障产生的机理,否则还会衍生出其他故障。工厂在外场排故时一般通过查阅《发动机维护使用手册》执行操作,但手册里的故障类型单一,操作准确度不高,尤其是无法识别新出现的故障类型。本文按照从结构到原理、从现象到本质的研究思路,逐步揭示某型发动机的控制规律,为其故障的排除提供理论依据。     

电推进发展现状

电推进具有比冲高、质量轻、体积小,特别是消耗工质少等优点,用于航天器能显著提高有效载荷比,若增加推进剂携带量则可延长工作寿命。但与单组元或双组元液体推进系统相比,它还存在推力小、效率低和工作寿命不够长等不足。尽管如此,电推进已越来越多地用于地球静止轨道卫星的轨道保持和姿态控制,并开始作为深空探测器的主推进,执行轨道机动和轨道转移任务。     

一种新的太阳质子事件警报方法的探讨

本文分析了第21太阳活动周后半期的太阳质子耀斑硬X射线辐射资料, 发现它们的峰值流量、积分流量、上升沿斜率、X光子的最高能量和持续时间等物理参数之间有着不同于非质子耀斑的相关性。据此, 本文采用模糊聚类分析法, 对21太阳活动周期间(1980.2—1986.2)的质子事件进行预报试验。其报准率为88.5%, 虚报率为53.1%, 漏报率为11.5%。本文提供了基于X射线辐射特征的太阳质子事件警报的新途径和方法。      

一组新的绳系卫星系统广义坐标

应用一组新的六维广义坐标,在一个统一的力学系统中,研究在外摄动力（地球非球形引力与大气阻力等）及系绳拉力的作用下,绳系系统质心在惯性空间的轨道运动,以及该系统相对于质心的相对运动。系绳模拟为具有质量的弹性连续体,系绳两端的空间飞行器假设为点质量。下列变量取为力学系统的广义坐标：系统质心的向径、赤经、赤纬,主星与子星之间的距离,以及系绳相对于系统质心子午面的两个欧拉角。经典的质心轨道根数,以及系绳在质心轨道面内与轨道面外的摆动角,均可由上述六个广义坐标及其广义速度确定。     

论绳系卫星系统的运动中心

讨论了稳定状态下绳系系统运动中心及相关的力学与应用问题。绳系系统运动中心与系统质心不重合。确定了运动中心在系绳上的位置,并从运动中心概念出发,导出系绳拉力的表示式,阐述了系绳拉力偏差对摆动频率计算的影响。     

大型GEO通信卫星平台转移轨道段热分析

为了增强大型高价值卫星的抗风险能力,针对极端温度环境以及相较一般发射工作程序有所偏离的情况,进行转移轨道卫星平台的热性能分析。对抛整流罩、星箭分离、出地影、南板受照、北板受照5个典型状态下的卫星平台进行热分析,结果显示:卫星平台本体的温度包络为51.68～-16.35 ℃,未超出一般要求,表明卫星平台的热性能有一定保持能力,但平台本体温度与热控要求间的裕度仅3.3～3.6 ℃,须予以关注;同时,采用3D舱板的有限元分析方法揭示出服务舱板厚度方向热梯度在出地影时刻最大值达5 ℃,对结构精度和机构运动性能或带来潜在风险。