液体火箭发动机喷管简化建模及模型修正

为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对比分析,再利用测试数据对有限元模型的弹性模量参数进行修正,修正后的喷管有限元模型前9阶模态计算结果与测试结果频差在5%以内,MAC值(模态置信准则)在0.8以上。表明此方法是一种高效可行的喷管简化建模方法,既保证了精度又提高了计算效率,对其动力学特性分析、振动响应预测等方面具有重要应用价值,对于液体火箭发动机其他部件的动力学建模及分析也具有普适性。     

波瓣混合器流场试验

为了获得加力燃烧室波瓣混合器内的三维流场,采用带热电偶的五孔探针对波瓣混合器内的流场进行了测量.通过试验,得到了波瓣混合器出口不同截面的速度场和温度场,以及波瓣混合器沿流向的热混合效率、总压恢复系数变化规律.试验结果表明:在波瓣混合器尾缘处会产生一对相互逆转的流向涡,流向涡的产生加强了内、外涵气流的对流混合;越靠近波瓣混合器尾缘,内、外涵掺混能力越强,热混合效率增加速度越快,总压恢复系数下降也越快.     

间隙主动控制系统中冷却空气管换热特性实验研究

针对民用发动机低压涡轮主动间隙控制系统中冷却空气管气流冲击机匣的典型结构,建立1∶1简化试验模型并开展换热特性试验研究。试验中依据相似准则确定试验工况,通过改变进口Re数、孔排方式、冲击间距(即冷却管和机匣间距)等参数,分析了机匣表面局部和平均Nu数的分布和变化规律。试验中发现尽管冷却管上冲击孔沿周向均匀分布,机匣表面周向温度却存在明显的差异,对应局部换热系数相差可达3倍以上。试验数据表明:由于冷却管冲击孔周向出流流量不均匀,造成机匣表面局部Nu数随着对应圆心角的增加而逐步变大;当进口Re数增加后,冲击板面局部及平均Nu数均随之增大;试验工况下,机匣表面局部及平均Nu数均随冲击间距、冲击孔间距与孔径比(L/d)的增加而减小。     

微型扑翼飞行器扑翼/尾翼气动干扰的数值研究

以二维刚性约束条件下的微型扑翼飞行器模型为研究对象,在动网格技术基础上,应用非定常数值分析手段对比分析了单翼/纵列翼布局的气动性能,深入研究了纵列翼缩减频率、扑翼—尾翼无量纲水平间距、来流攻角对其气动性能的影响.结果表明:①纵列翼尾翼对扑翼产生正效应干扰,相对于单翼布局,扑翼—尾翼无量纲水平间距为0.5倍翼型弦长时的纵列翼布局的推力系数和推进效率分别增加28.7%和5.7%;②缩减频率是影响推力的关键参数,随着缩减频率的增加,脱落涡的强度增加,推力系数增大.对于单翼、纵列翼两种布局模式,当缩减频率在1.0附近时推进效率达到最优;③对于纵列翼布局,在扑翼—尾翼无量纲水平间距为1.1倍翼型弦长时推进效率达到峰值;④在0°~20°来流攻角变化范围内,随着来流攻角的增加,升力系数增加,推力系数减小,当来流攻角大于9°时,两种布局的推力均为负值.      

惯性辅助高动态RTK 模糊度浮点解求解算法研究

载波相位差分(RTK)技术需要着重解决整周模糊度快速精确求解问题。针对高动态应用,提出一种利用惯性信息辅助求解RTK整周模糊度浮点解的算法,建立了基于加速度信息辅助的Kalman滤波器模型,分析了加速度误差和惯导信息延迟对滤波结果的影响,并通过仿真对算法的动态性能进行了深入研究。仿真结果表明,与未受辅助的Kalman滤波算法相比,基于惯性辅助的求解算法能够在高动态下获得较精确的整周模糊度浮点解,使后续整数解的搜索空间更小,提升了模糊度固定效率和成功率;在发生周跳、出现野值和跟踪到新卫星信号的情况下,该算法同样具有很好的模糊度浮点解求解性能;此外,惯导加速度的随机测量误差和信息延迟不会对算法的性能造成较大影响。     

用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用

为提高飞机机体结构选材的合理性,从材料性能指标的角度出发,在材料比强度、比刚度的常用基本指标之外,结合飞机结构设计思想,提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法。建立了基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法,考虑飞机结构的设计准则及结构在实际使用过程中的功能需求,通过条件筛选缩小备选材料范围,依据系列材料性能指标进行材料对比排序,并通过结构验证确定最终选材。以某型飞机机翼大梁的选材过程给出了应用实例。     

航空发动机应急控制研究综述

传统航空发动机控制器设计旨在满足整个服役期间正常使用,但在诸如飞机结构损伤、机场跑道损毁等紧急事件中,则期望发动机可以为飞机提供额外的性能,以增强飞机的可控性,提升机载人员生存能力。介绍了国内外航空发动机应急控制研究现状;根据飞机需求,分析增推力控制和快速响应控制2种应急控制模式及其实现方法,并对发动机运行风险及风险评估管理结构进行阐述;结合国内实际情况,建议开展飞/推综合仿真系统、精确机载模型、应急控制模式等方向的研究,以推动应急控制的实现。     

对转升力风扇地面效应的力学及喷流频谱特性研究

为进一步了解升力风扇工作特性,以自行设计的20kg推力对转升力风扇为研究对象,设计和发展了对转涵道风扇测控系统,研究不同转速条件、不同离地距离(1.1D,2D,3D,D为转子直径)对升力风扇各部件力学特性的影响效应,结合动态压力传感器阵列测量技术及功率谱密度分析方法,获得了升力风扇的喷流频谱特性。结果表明:相比于3.0D工况,在设计转速下当离地高度降低到1.1D时,升力风扇总推力提高11%但需求功率基本不变,其中涵道唇口推力下降3%,转子推力上升25%,出现了明显的"气垫效应";上、下游转子叶片尾迹能量较小,未能监测到明显的叶片通过频率,风扇喷流动态特性与前后级转子间动-动非定常干涉效应有明显相关性,其一阶频率为上、下游转子通过频率之和。     

薄壁扁平不锈钢管的涡流检测工艺

针对航天专用不锈钢薄壁扁平管涡流检测过程中存在的工艺难题,通过分析管材扁平成型工艺特点,采用涡流检测线圈的等效填充系数计算方法,结合涡流分布特性制作异型外穿过式涡流检测线圈,根据型面检测灵敏度差异制定合理的检测工艺,有效实现了不锈钢薄壁扁平管的涡流检测。通过破坏性试验及飞行试验,对检测工艺的可靠性进行了验证。该检测工艺已成功应用于各型号不锈钢薄壁扁平管的涡流检测中。     

1 种弹用发动机控制系统高空转速超调控制技术应用研究

为解决弹用发动机控制系统缺少发动机进口参数测量,无法实时对PI控制参数进行相似原理修正,从而导致地面点控制参数在高空不适用,产生发动机高空转速超调这一问题,基于压气机出口总压P_3重构发动机进口总压P_1对PI控制参数进行修正,设计了1种发动机进口参数测量不全条件下弹用发动机转速高空超调控制的方法。通过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验验证该方法的有效性。