燃烧室进口高温高压状态下一氧化碳排放特性研究

对装有双旋流空气雾化喷嘴的试验燃烧室在宽广进口总温、进口总压范围以及燃烧室油气比范围内的一氧化碳排放特性进行了试验研究。取得了燃烧室在高温高压状态下工作时一氧化碳排放特性结果。并且根据已有一氧化碳排放指数经验模型,计算了相同工况下该试验燃烧室一氧化碳排放量。      

燃气轮机系统仿真集成概念及其分布对象实现

本文提出燃气轮机系统仿真集成的概念, 分析了关键实现技术, 然后从跨平台性入手, 给出 1个分布异构计算机平台上的面向对象实现方案。算例表明, 这一方案成功实现了系统仿真集成的主要功能, 从而为发动机系统的多学科开发、研制和实验提供了有效的仿真软、硬件平台, 并使发动机的远程协同设计成为可能。      

动能拦截器助推段导引方案研究

针对大气层外高速飞行的目标, 提出了一种可用于动能拦截器助推段的导引方法.建立了拦截器和目标的运动模型, 在分析可拦截约束条件的基础上推导出转移轨道计算方法, 同时通过对拦截器可发射区域中的转移轨道优化得到满足约束条件的有效发射区域, 并以点火时刻待增速度为性能指标来寻优计算获得发射参数.仿真结果表明, 该方法能有效实现拦截器助推段的制导控制.      

典型二元高超声速进气道设计方法研究

综合了一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能估算方法, 给出了可行的设计原则.在满足流量、增压以及工作范围(起动性能和反压承受能力)的条件下, 给出了进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法.采用此方法, 以H=22800 m、Ma0=6为设计点, 完成了一高超声速进气道的初步设计, 并估算得到了进气道性能参数、进气道的起动马赫数和反压承受能力, 对比CFD计算结果, 误差不大.通过该方法得到的进气道具有结构简单、流量系数大、压缩损失小的特点, 不通过优化即可得到性能较为良好的模型.      

基于CAIV的航空发动机性能与费用的综合权衡模型框架

运用"费用作为独立变量"方法, 对航空发动机立项论证中的性能与费用的综合权衡与决策方法进行了研究.首先建立了航空发动机总拥有费用的参数估算模型, 研究了发动机主要性能参数与其主要设计参数之间的关系并建立了性能模型.然后研究了如何确定设计参数的约束条件即"权衡空间".最后将以上研究成果进行了综合, 建立了发动机性能与总拥有费用的综合权衡模型框架, 可用于发动机的设计参数与费用的决策.      

Satellite Constellation Design with Adaptively Continuous Ant System Algorithm

The ant system algorithm （ASA） has proved to be a novel meta-heuristic algorithm to solve many multivariable problems. In this paper, the earth coverage of satellite constellation is analyzed and a n ＋ 1^ -fold coverage rate is put forward to evaluate the coverage performance of a satellite constellation. An optimization model of constellation parameters is established on the basis of the coverage performance. As a newly developed method, ASA can be applied to optimize the constellation parameters. In order to improve the ASA, a rule for adaptive number of ants is proposed, by which the search range is obviously enlarged and the convergence speed increased. Simulation results have shown that the ASA is more quick and efficient than other methodV211.71s.     

高负荷吸附式压气机叶栅数值与实验研究

针对无通道激波单纯由强逆压梯度诱导的附面层分离进行了吸附式数值与实验研究.研究对象为某大转折角高负荷吸附式压气机叶栅,利用准三维叶栅通道计算程序（MISES）进行抽吸流场数值模拟,在确定抽吸位置后进行了风洞实验验证.结果表明:抽吸后总压损失系数大幅度降低,对于单纯由强逆压梯度诱导的附面层分离,最佳抽吸位置应该位于附面层分离之后尚未充分发展之处;在确定抽吸位置时可以根据设计状态的分离状况进行;实际中需要的抽吸流量小于计算值;在数值计算中,具体的抽吸模型还有待进一步改进和修正,以使数值模拟更加准确.      

进气畸变对跨声速轴流压气机气动影响的机理研究

利用插板模拟跨声速轴流压气机进口流场畸变.通过实验和数值模拟两种手段详细分析了进口畸变下跨声速压气机的流动特点、激波沿周向的分布以及压气机的失速机理.实验和数值模拟的结果表明:插板使压气机前的不同周向位置产生正、负预旋流动;转子前速度的周向分布沿轴向是不断变化的,在距离转子较近时,畸变区的轴向速度反而较大;气流在过渡区A（转子进入低压区）时为正预旋,为非激波区;在过渡区B（转子退出低压区）和畸变区时为负预旋,为强激波区;过渡区的泄漏涡最强,是不稳定流动的诱发区域.      

复合式共轴直升机过渡模式的操纵策略

根据复合式共轴直升机的构型特点,建立了上/下旋翼、机翼、机身、全动平尾、垂尾（含方向舵）和螺旋桨的气动力模型,并在此基础上建立了过渡过程的配平方程.针对过渡飞行过程的操纵冗余问题,分别采用线性过渡和功率最小优化过渡两种过渡飞行方案,对复合式共轴直升机的过渡飞行过程的操纵策略进行了研究.以样例复合式共轴直升机为例,进行了过渡飞行模式下两种操纵策略的配平计算,并对两种过渡操纵策略下的需用功率、操纵量和姿态进行了对比.结果表明:所述两种过渡方案均能解决操纵冗余问题,并能合理给出过渡模式的操纵量和姿态.在操纵量变化的平稳度、飞行控制的难易程度和飞行品质方面,线性过渡方案更优.      

弹塑性梯度材料热机耦合分析的有限元方法

陶瓷/金属功能梯度材料(FGMs)的组份及性能梯度分布,在航空航天高温热结构中有重要应用。材料性能在空间上的连续变化给这类结构强度设计的有限元分析造成了一定困难,针对上述问题,提出一种热弹塑性梯度有限元方法。该方法通过编写有限元软件ABAQUS的材料用户子程序(UMAT)来实现,在UMAT中将FGMs的弹塑性本构模型参数定义为空间坐标的函数;用热弹塑性梯度有限元方法对陶瓷-FGMs-金属典型的三明治板结构进行热机械分析。结果表明:FGMs组分布函数对其热应力分布有很大的影响,特别是在三明治结构的界面上,影响更为突出,这和现有文献的实验结果相符。