亚燃燃烧室稳态工作过程数值研究

采用Fluent流场计算软件,对液体亚燃冲压发动机燃烧室的稳态工作过程,包括点火前的冷流场与点火后的两相反应流场进行数值模拟研究。首先,通过二维计算,对比研究两种不同阻塞比燃烧室方案的冷流损失特性与回流区特性,进行方案初选。随后,对选型后方案进行两相反应流场计算,研究燃烧室热态工作过程的温度场、燃油分布与燃烧效率的一般规律,比较并选择适合的燃油供应方案;最后,对燃烧室进行三维详细结构的建模并计算。计算结果很好地揭示了燃烧室内的流动和燃烧过程,与试验数据吻合较好。     

测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。     

基于参数自整定模糊PID控制的大型液压源温控系统设计

根据液压源温度控制系统的非线性、时变的大滞后特性,采用参数自整定模糊比例积分微分(PID)控制算法,通过模糊推理在线调整PID的3个参数,给出了PID参数在线整定原则和模糊控制器设计。仿真结果表明:用该法设计的控制器较传统PID控制器有更好的动态性能和鲁棒性。不同工况的实验验证其液压源油温控制精度达到文献[1]的B级要求(±2℃)。     

星用活动部件在轨故障分析与启示

简要介绍了某卫星型号活动部件可靠性保证工作,重点对卫星在轨出现的活动部件故障进行了分析,并就薄弱环节改进进行了初步阐述。     

高超声速湍流分离激波运动特性

给出半圆柱前缘舵诱导的高超声速湍流分离激波运动特性。实验气流Ｍ数为７．８,单位长度Ｒｅ为３．５＊１０＾７／ｍ。     

关于星座设计中碰撞检测问题的探讨

对于卫星数量较多的星座, 在星座设计过程中就应当考虑避免星座运行过程中卫星之间的碰撞现象。文章首先针对发生在赤道上空的严格碰撞现象进行了研究, 提出了避免赤道碰撞的星座参数配置方法; 进一步从广义碰撞检测要求出发, 对星座中卫星间的相对距离变化规律进行了研究, 并给出了设计阶段解决碰撞问题的方案。文中的内容对星座设计工作有一定的帮助。     

飞机进气道/ 发动机台架联合试验及匹配特性研究

为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子带加力涡轮风扇发动机。采用地面台架联合试车的方法,获得了不同进气道条件下的进发匹配特性数据,包括在发动机不同工作转速下进气道出口流场的稳态总压特性、动态畸变特性等参数,并与进气道缩比模型风洞试验结果进行了对比分析。结果表明:全尺寸进气道的出口畸变随发动机空气流量增加而增大,与风洞试验结果一致,但防护网对于畸变的影响效果相反。     

液体火箭发动机离心轮极限转速分析与试验

为确保液体火箭发动机离心泵叶轮(离心轮)安全可靠工作,提出了基于强度的最大"正"等效应力法和基于刚度的双切线法两种失效判别准则以进行离心轮极限转速分析,并开展了离心轮超速试验进行验证。结果表明:最大"正"等效应力法准确地预测了离心轮破裂起始位置和破坏形式,误差低于15%;双切线法预测的屈服转速与试验结果符合较好,误差低于5%。对于塑性较好的离心轮结构,采用屈服转速替代破裂转速进行极限转速设计分析更利于实现低成本、高可靠性的设计目标。     

长征五号运载火箭动力系统总体技术分析

简要回顾长征五号运载火箭研制历程,结合国外运载火箭动力系统发展态势,系统梳理了长征五号运载火箭动力系统的设计准则和总体方案,详细介绍了与长征五号有关的新型大推力发动机、循环预冷、低温火箭POGO(液体运载火箭结构系统与动力系统动特性相互耦合而产生的纵向不稳定低频振动)抑制、高可靠增压输送、直径5m液氧/液氢模块动力系统...     

低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

针对某四发涡桨飞机飞行速度较低,巡航升力系数较大的特点,通过加装翼梢小翼改善翼尖流场特性而提高巡航升阻比。经数值计算和风洞试验验证表明,几何参数优化后的小翼,可以使飞机久航点升阻比提高8%,远航点升阻比提高4.8%。加装翼梢小翼气动特性的CFD数值计算和风洞试验结果吻合良好,可作为小翼外形进一步优化后快捷、经济的验证手段。