国外发展航空发动机值得重视的若干做法

分析了国外发展航空发动机在设计、制造和管理上可供借鉴的若干有效做法 ,并结合我国航空发动机行业的具体情况 ,针对性地提出了一些改进意见。     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明：合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。     

H_2O/CO_2污染对煤油燃料双模态超声速燃烧室影响研究

在以电阻加热直连式试验系统为基础的污染对比试验平台上,通过纯净空气来流和H2O/CO2污染空气来流严格对比试验,研究了H2O/CO2污染对煤油燃料双模态超声速燃烧室点火、火焰稳定及稳定燃烧性能等的影响。研究发现,(1)H2O污染对煤油燃料超声速燃烧室点火具有一定的抑制作用,当H2O污染含量达到11%以上时不能实现可靠点火。(2)污染组分的存在会降低燃烧室的火焰稳定性,CO2污染对火焰稳定性的影响比相同含量H2O污染显著。(3)对于燃烧室无反应流动,纯净空气来流和污染空气来流时燃烧室壁面压力在一定范围内基本重合,仅局部存在微小差异。(4)污染组分的存在对煤油燃料超声速燃烧具有抑制作用,燃烧室壁面压力低于纯净空气试验,压力下降程度随污染水平升高而增大,最高达12%,CO2污染对煤油燃料超声速燃烧的抑制作用比相同含量H2O污染显著。(5)污染组分的存在会导致燃烧室模态转换点发生变化,在较高的污染水平下,燃烧室的工作模态将会从相同油气比纯净空气来流下的亚燃模态转换为超燃模态。     

雷达电源系统安全运行健康状态评估研究

雷达电源系统的运行状态直接影响整个雷达设备的安全性与性能指标的实现,如何实现雷达电源的 健康状态评估是亟待解决的问题。首先采用雷达电源正常状态下的健康特征数据训练自组织神经网络;然后 计算监测数据与训练后的自组织神经网络中权重向量的距离,将距离值归一化表示为健康度;最后利用试验数 据计算健康度,并实现健康分级。结果表明:该模型计算的健康度随电源老化时间变化整体呈现下降的特点, 该模型可以实现雷达电源健康状态评估。     

面向突发任务的空间站任务重规划方法

针对空间站在轨运营出现突发任务的情况,提出一种基于启发式规则的任务重规划方法,满足了方案重规划的快速响应需求。根据任务执行的连续性特点和冲突状态,建立了空间站突发任务规划领域模型。考虑重规划过程中任务包含活动间复杂约束关系传播的影响,提出了时间回溯迭代冲突化解策略,同时依据任务执行时间间隔,提出针对间隔插空的时间冗余启发式规则。基于时间回溯迭代冲突化解策略和时间冗余启发式规则,对原任务执行计划进行实时重规划,实现了突发任务的快速响应。应用算例分析表明,提出的重规划方法可以成功地满足空间站突发任务规划需求,实现实时更新空间站在轨任务执行详单的目的。     

耐磨C/C复合材料微观结构及性能的研究

虽然目前对于C/C复合材料作为摩擦制动材料的研究十分深入,但对于作为低摩擦系数密封材料的研究则较少.     

C/C-SiC复合材料两种制备工艺及材料性能

以碳纤维整体毡为预制体,采用化学气相渗透法(CVI)制备出低密度碳/碳复合材料,再分别采用液相硅渗透工艺(LSI)制备出密度为2.1g/cm3的碳/碳-碳化硅复合材料(C/C-SiC),及先驱体转化工艺(PIP)制备出密度为1.9g/cm3的C/C-SiC.对2种工艺制备的C/C-SiC力学性能进行了比较,结果表明:PIP工艺制备的C/C-SiC弯曲强度为287MPa,明显高于LSI工艺制备的弯曲强度155MPa.     

炔基酚醛树脂防热复合材料的研究

以碱为催化剂,通过间乙炔基苯基重氮硫酸盐和酚醛树脂间的偶合反应,制备出间乙炔基苯偶氮酚醛树脂简称炔基酚醛树脂(EPAN),采用该树脂制备了硅墓/炔基酚醛树脂复合材料.研究结果表明:该树脂浸胶工艺性好,固化反应活性高,制备出的复合材料高温力学性能保持率好、残碳率高.     

贴体与边界正交网格及大迎角涡流计算

本文应用空间理想非均匀线性弹性力学平衡关系生成三维贴体与边界正交网格。通过弹线性的刚度来控制网格的密度，并且自动调整边界节点上外力分布使网格线与边界正交。文中还用欧拉方程有限体积法三步显式时间推进及焓修正方法求解了绕三角翼的大迎角流动。计算结果表明这种方法能够较好模拟跨声速胶体涡流动。     

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。