气氧/煤油富燃燃气发生器燃烧试验研究

为了研究航天煤油的富燃燃烧特性,设计了一个气氧/煤油富燃燃气发生器,并进行了室压范围1~4MPa、混合比范围0.25~0.52的燃烧试验,获得了混合比和室压对特征速度、燃气温度及燃烧效率的影响规律。试验结果表明,采用火花塞点火方式可以实现该燃气发生器在高度富燃条件下的可靠点火;在本文研究范围内,试验测得的特征速度和燃气温度明显低于化学平衡理论预测值,燃烧效率介于63.9%~88.3%之间。混合比是特征速度、燃气温度及燃烧效率的最大影响因素,室压的影响远小于混合比。燃烧效率与实际燃气温度与理论燃气温度比值的平方根成正比。     

准双曲面齿轮冷摆辗方案回弹误差补偿

提出一种冷摆辗方案,该方案简化了模具结构,采用局部线接触连续塑性成形.采用位移修正算法构建回弹误差补偿迭代系统,对冷摆辗模具进行修正来降低回弹误差.该系统的特点是首先用修正算法预估下一次冷摆辗假设无回弹时工件的几何形状,然后由冷摆辗模具设计原理推出所需要的新冷摆辗模具.基于弹塑性有限元法基本理论,借助有限元数值模拟技术进行实例验证,分析结果证明:该回弹误差补偿迭代系统只需3次迭代工件误差已经在允许的范围内,因此其可大大的缩短生产周期和成本.      

考虑流固耦合作用的一维供应管路-喷嘴系统动力学特性

为了更加深入地研究供应管路-喷嘴系统的动态特性,在喷嘴动力学理论的基础上,建立了考虑供应管路流固耦合作用的传递矩阵组合计算模型。针对三种典型液体火箭发动机喷嘴与一维供应管路组成的系统,开展了两端固定边界的系统动力学特性数值模拟。结果表明:管路结构谐振与管内流体谐振所导致的喷嘴出口位置流体速度振荡量级相当,管路流固耦合作用对系统动态特性的影响不能忽略;管路结构谐振是造成其固定位置应力的频率响应幅值较高的主要因素;当流体与结构的谐振频率接近时,会产生一个大带宽、高幅值的应力耦合振荡区间,随着管壁厚度的增大,耦合振荡的带宽也随之增大;对于文中算例,流固耦合作用对流体谐振造成的系统振荡具有约5%的降频作用。     

地外天体起飞过程真空羽流导流力热效应研究

为研究地外天体起飞真空羽流对探测器分离产生的力热扰动,使用计算流体力学-直接模拟蒙特卡洛(CFD-DSMC)耦合计算模型对锥面导流的真空羽流场进行了计算。采用组分输运模型计算三维连续流场,并获取当地的克努森数作为判断连续流和离散流的依据。使用基于分子动力学的直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)计算离散流场,采用可变软球(VSS)碰撞模型和Larsen and Borgnakke传能模型计算离散流分子间的能量传递,将计算结果与试验进行了对比,验证了计算方法的可靠性。研究结果表明,A器受到的侧向干扰力矩为62N·m,底部受到的最大压力为100Pa,最大热流密度为100k W/m2;B器受到的侧向干扰力矩为558 N·m,表面最大压力为8k Pa,最大热流密度为600k W/m2,喷口与导流装置顶面距离为400mm时,激波已移出喷管内部。     

观测资料和卫星钟差对PPP参数收敛影响分析

在GPS 单点定位中, 参数解算的收敛时间和收敛稳定性是重要的研究内容之一, 影响收敛时间和收敛稳定性的因素很多, 本文主要就观测资料的不同采样间隔、卫星钟差资料的不同采样间隔、不同的定位精度要求对精密单点定位中参数收敛时间的影响进行了深入的分析探讨, 以中国上海GPS综合应用网中的12个测站资料为例, 分析了采样间隔、定位精度要求与收敛时间的关系, 并对不同采样间隔的收敛时间进行了统计分析, 得出一些初步结论.      

多GNSS全球电离层建模特性及其精度检验

分别以GPS单系统和融合BDS,GPS,GLONASS三系统两种方案,采用载波相位平滑伪距观测值和球谐函数,构建了全球电离层延迟模型并进行了对比和分析.本文以GPS单系统和融合三系统两种方法反演了2014年1月每日电离层变化过程,解算得出了频间偏差的月综合产品,并对结果进行了对比和分析.事实上,三系统融合不仅增加了可观测的卫星数,而且改善了穿刺点的几何分布.分析结果表明,三系统融合反演全球电离层在精度上优于GPS单系统,均有5~10 TECU的提高.计算得到的频间偏差结果显示,GPS优于GIONASS,BDS稳定性则较次之.     

电弧加热发动机温度和速度的测量

本文着重介绍光谱辐射法、激光诱导荧光法、静电探针法等接触式和非接触式测量技术在电弧加热发动机 (Arcjet)参数测量中的应用。讨论了电子温度、重粒子温度、羽流速度等参数的测量 ,并对一些结果进行了分析与论证 ,指出非热力学平衡态下不同的测量技术测量的是不同的温度指标。从测量技术的发展来看 ,激光测量技术将成为参数测量的主导技术。     

大型飞机座舱温度控制系统控制律设计

大型飞机座舱温度控制系统具有温度控制非线性、强耦合、大迟滞性等特点,对控制律设计提出很高要求。根据系统设计要求,结合执行机构动作特性,提出了一种新型座舱温度控制律。系统控制方案采用压气机出口温度控制、组件出口温度控制、座舱供气温度控制和座舱区域温度控制四级控制;压气机出口温度目标值根据大气环境温度确定,座舱供气温度目标值根据座舱区域温度控制误差确定,组件出口温度目标值根据座舱供气温度目标值中的最小值确定;使用专家比例-积分-微分(PID)控制方法设计各级温度控制器,温度控制器的设计融入了解耦控制算法和系统保护控制逻辑,控制周期由各级温度控制响应特性确定。系统地面试验与飞行试验结果显示,该座舱温度控制系统响应速度快,抗干扰能力强,控制精度高,满足系统设计要求。     

优化的GM(1,1)模型及其适用范围

在已有灰色理论的基础上,利用“最小二乘法”确定GM(1,1)白化权函数的时间响应函数中的常数c,摈弃了传统GM(1,1)把原始序列中x^(0)(1)作为初始条件的欠科学的做法,构建了时间响应函数的优化模型。经大量的数据模拟和预测,发现优化的GM(1,1)模型各项指标均优于传统的GM(1,1)模型,且拓宽了其适用范围。