冲压发动机燃烧室压力脉动对进气道的影响分析

冲压发动机燃烧室燃烧时产生的振荡会以声波的形式对进气道结尾激波产生干扰。本研究采用数值方法模拟了不同燃烧室压力脉动频率和振幅对进气道工作状态的影响情况。计算模型为轴对称混压式进气道,控制方程采用雷诺平均N-S方程,湍流模型为标准k-ε模型。求解时时间推进采用二阶隐式格式,空间离散采用AUSM格式。计算结果表明,燃烧室压力振荡频率越大进气道结尾激波运动幅度越小,而振荡幅值越大进气道结尾激波的运动幅度越大。     

航天器抓捕后复合体系统稳定的协调控制研究

针对航天器抓捕后由于系统质量特性和动量的改变而导致复合体系统失稳的问题,提出了两种基于角动量守恒的协调控制方法:关节阻尼控制和关节函数参数化协调控制。这两种方法通过对各关节和飞轮的速度进行协调规划和控制,实现对系统角动量的管理和重分配,在实现对目标进行停靠的同时,保证了基座的稳定性。两种方法各有优缺点,其中,关节函数参数化在实现系统稳定的同时还可使机械臂处于期望的臂型,以方便开展在轨维修等服务操作。所提出的方法将实际飞轮作为动量交换装置,具有很好的工程可实现性。仿真结果验证了方法的有效性。     

点阵结构空气舵及内部流体热流固耦合研究

开展了钛合金TC4材料激光粉末床熔融(LPBF)工艺研究,在此基础上设计了多孔轻质空气舵模型,并基于有限差分法(FDM),采用三维流固耦合共轭传热数值计算方法,利用流体体积法(VOF)追踪流体自由液面,研究了典型的点阵夹层结构的空气舵内部冷却液动态换热过程的相互影响过程,考虑了冷却液与钛合金材料蒙皮间的耦合传热及湍流换热。结果表明,空气舵的内部流体压强随速度的增加而增加,从而导致流体出口的速度增加。当压强增加到一定程度时,流体的出口以水柱形式喷出。虽然较大的流体速度可以带走较多的热量,但是影响远小于对压强的影响。综合考虑空气舵的服役要求,获得了合适的冷却水入口速度。     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

逃逸飞行器模型高超声速风洞自由翻滚动导数试验技术

高超声速风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 360°全攻角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象的研究之急需而研制。简要介绍了试验技术研制的自由翻滚试验装置、液体轴承、角度测试系统与系统建模的大攻角非线性数据处理技术。该项技术已成功地为逃逸飞行器模型提供了满意的试验数据     

温度与转速对涡轮叶尖径向间隙的影响

给出了考虑温度和转速影响的涡轮叶尖径向间隙的分析计算方法。用ＡＮＳＹＳ有限元软件计算出涡轮叶径向间隙的时间历程变化趋势,其中叶盘径向位移主要考虑温度和转速的影响,机匣径向位移主要考虑温度的影响。该分析计算方法为进一步开展涡轮叶尖径向间隙主动控制的研究奠定一定的基础。     

弹道导弹自由段飞行中的守恒量及其应用

从精确弹道计算所用的数学模型出发，指出了弹性在自由段飞行中的两个具有明确物理意义的运动守恒量，并给出了用发射坐标系下的运动参数求这些守恒量的简洁计算公式。这两个守恒量可作为一种简单、实用的辅助评估手段用于计算结果可信性分析以及导弹发射诸元的校验。     

强迫耗散非线性发展方程与完全平方守恒格式

从描述大气和海洋运动的强迫耗散非线性发展方程出发，对强迫耗散非线性大气和海洋方程组显式差分格式的计算稳定性进行了分析，构造了一类强迫耗散非线性发展方程的显式准安全平方守恒差分格式。理论分析和数值试验证明，这类显式准完全平方守恒差分格式是计算稳定的，值得推广应用。     

小突片对热射流红外辐射的影响研究

实验研究了收敛喷管在高温（约913K）、高速（超临界）流动状态下，加装小突片后对热排气的红外辐射抑制特性，并探讨了小突片安装片数、后倾角度、堵塞比等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明，小突片对热排气的红外辐射具有明显的抑制作用，与不装小突片的相比，不仅使热排气的核心区长度大为缩短，而且使热排气的总体红外辐射信号大幅度下降（在实验范围内，最大可下降约73％）。     

高空台间接加热试验

用同一种发动机在不同模拟状态下，采用技改措施及加热器的火焰筒不同个数进行了试验，获得了模拟温度、气源压力与时间的关系。设备的总压系数为0．67；加热系统的总效率为0．41－0．55。与另一高空台使用同一间接加热系统的总效率（约为0．62）相比有所不同。分析了原因，并指出了解决问题的途径。上述试验方法及试验结果可供类拟发动机试验参考使用。