低温推进剂交叉输送管路关键技术研究进展

低温推进剂交叉输送(CPCF)技术是实现低温火箭动力冗余能力的关键技术之一,能够实现芯级和助推级推进剂的合理利用.该技术的核心部件是芯级和助推级之间的交叉输送管路,主要包括用于切断推进剂流动的隔离阀和管路连接分离装置.为了梳理CPCF核心部件的关键技术,首先对CPCF技术的基本运行原理和发展现状进行了简要阐述;其次对交...     

基于机载多核弱序存储模型的共享内存驱动软件设计方法研究

随着航空电子系统承载的应用日趋复杂,飞机对机载计算机的计算力和功耗比要求不断提升,这也推动了嵌入式多核处理器的加速应用和普及。多核处理器在航空电子设备的深入应用,随之而来的是运行其上的软件复杂度急剧上升,面向应用的航电系统设计面临挑战。多核处理器平台由于需要面对并行、指令乱序、资源共享冲突等问题,而目前国内大多数机载嵌入式软件和驱动仍然是基于单核处理器设计和实现的,影响最大的是在机载嵌入式实时操作系统环境下的驱动软件,因此需要充分考虑多核带来的各方面影响,尤其是需要兼顾共享内存等资源的使用冲突和实时高效要求。本文结合机载航电多核处理平台的特点,提出了一种基于机载多核弱序存储模型的共享内存驱动软件设计方法,并基于该方法设计了FC总线驱动和MBI总线驱动,项目应用结果表明,设计的驱动程序在多核处理器平台上数据传输正确,验证了方法的正确性和有效性。     

横向射流对排气系统红外辐射影响的实验研究

为了研究横向射流注入后飞机发动机排气系统红外辐射的变化情况,设计了不同横向射流注入方案。实验探测了在喷口处注入横向射流后,排气系统在水平探测面上,3~5μm波段内的红外辐射强度。分析了排气系统的光谱辐射强度和积分辐射强度的变化情况,并结合速度分布图及红外热像图给出了解释。由于射流能够挤压尾喷流,提高主流剪切层脉动强度,强化其与冷气流的掺混,不同方案横向射流的注入,均能引起排气系统红外辐射强度的降低;在同一个探测面上,探测器能探测的红外辐射强度因不同射流方案对尾喷流的挤压方向不同而有较大差异,探测到的红外辐射由强到弱的方案依次:垂直注入、周向四股注入和水平注入;对尾喷流而言,相比于无横向射流注入状态,采用横向射流双股、单股垂直注入时,其红外辐射强度分别下降了60%,45%;横向射流双股、单股水平注入时,分别下降了5.1%,5.3%;采用周向四股注入时,下降了24.7%。     

深空干涉测量天线G/T值指标设计

G/T是天线的一项重要技术指标,在综合考虑测地VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)和航天器VLBI观测两者需求的基础上,提出了深空干涉测量天线的G/T指标设计方法.首先根据射电源的空间分布以及流量密度特性,确定了测地VLBI和航天器VLBI观测模式下射电源流量密度的要求.在此基础上建立了2种观测模式下时延误差与深空干涉测量天线G/T之间的关系模型.最后参考目前国际国内测地VLBI观测中的通用参数设置以及月球探测任务中航天器VLBI观测的参数设置,对不同观测任务、不同观测模式下的G/T要求进行仿真分析.综合测地VLBI和航天器VLBI观测仿真分析的结果,S频段G/T建议不小于32 dB/K,X频段G/T建议不小于43 dB/K.仿真分析结果可以作为后续深空干涉测量天线G/T设计的参考.     

二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究

采用正交试验设计方法进行喷管气动性能数值模拟算例的设计,综合研究了二元收扩喷管8个设计参数对气动性能的影响,研究的设计参数包括圆到矩超椭圆型面过渡段几何参数（长径比、横截面积变化率、长半轴变化率、短半轴变化率）和主喷管段几何参数（喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角）,并且对喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角等4个参数对喷管气动性能影响的灵敏度进行了分析.结果表明:喉部型面半径比R_W/R₈是二元收扩喷管气动性能影响的最主要参数,因此在喷管设计中应尽量增大R_W/R₈,尤其是在收敛半角α较大时,增大R_W/R₈可使喷管气动性能明显增大;喉部宽高比不是二元收扩喷管气动性能影响的主要参数;二元收扩喷管的气动性能几乎与过渡段型面无关.      

超磁致伸缩执行器热损耗模型与实验

针对高频大电流驱动下超磁致伸缩执行器发热严重影响其有效位移输出精度的问题,采用管式冷却结构措施以抑制执行器温升.根据欧姆定律建立交流(DC)与直流(AC)电同时作用下执行器电阻损耗理论模型,基于麦克斯韦方程推导出磁致伸缩棒内部磁场方程及涡流损耗模型,从复数磁导率虚部出发得出磁致伸缩棒磁滞损耗模型.求解上述模型可知:当驱动频率达到50Hz时,磁致伸缩棒损耗占执行器总损耗5%.通过搭建执行器热特性测试实验台,实验测得执行器损耗与理论计算结果吻合良好;管式冷却具有较好的冷却效果,可将磁致伸缩棒温度控制在50℃以内,其实验结果与有限元仿真结果最大误差为3℃以内,进一步验证热损耗计算公式有效性并为精密超磁致伸缩执行器的设计和应用提供了理论支持.      

煤油燃料超声速燃烧室火焰面模型应用探究

为了探究煤油燃料超燃流场是否满足火焰面特性,基于双支板超燃燃烧室开展试验与数值模拟研究。燃烧室入口马赫数2,总温1436K,燃料由支板分级喷注。根据燃烧室计算结果与火焰面模型判据可知:在微观上,绝大部分燃烧区的Karlovitz数不超过100,耗散涡不会对火焰结构产生显著影响,可近似满足火焰面要求;在宏观上,燃烧区的Damkohler数远高于局部熄火临界值,湍流强脉动导致的破碎火焰时均化具有层流火焰特性,雷诺时均N-S(RANS)方程结合层流火焰面计算与该特性是相符合的。试验中,不同上游当量比导致燃烧室存在两种稳定的燃烧状态:上游燃烧状态和下游燃烧状态,火焰面模型结合煤油23步反应机理可以准确描述两种燃烧状态的湍流燃烧特性,因此RANS结合火焰面模型在煤油燃料超声速燃烧室数值模拟方面具有一定的适用性和准确性。     

融合宽度及位置对叶身/端壁融合叶栅性能影响的数值研究

角区分离是制约压气机负荷提升的关键因素,叶身/端壁融合设计(BBEW)可有效组织角区流动,减弱或消除分离。为了研究融合宽度及其弦向位置两个关键设计参数对性能影响,采用经实验校核的数值方法对所设计原型叶栅及9种叶身/端壁融合叶栅进行研究。结果表明:所设计原型叶栅出口下游截面高损失核心区域的展向位置随攻角增大而逐步抬高;叶身/端壁融合叶栅融合位置位于分离点前、后对性能影响孑然不同:融合位置位于分离点前,叶身/端壁融合叶栅效果随来流攻角增加而逐渐显现,在+10°攻角下最佳融合方案可使14%展高处总压损失减小16.2%;但融合位置位于流动分离起始点之后会在全工况内增大损失。融合宽度则存在最佳值,应小于来流附面层厚度。     

漏斗形混合器对涡扇发动机推力和红外辐射特征的影响

计算了漏斗形混合器排气系统的流场、推力系数和红外辐射特征,并与环形混合器进行对比.流场特征采用Fluent商业软件计算,红外辐射特征采用反向蒙特卡罗法计算,分析了漏斗形混合器对排气系统推力系数及红外辐射特征的影响.结果表明:①采用漏斗形混合器有助于外涵低温空气注入内涵高温燃气流,排气系统横截面上温度场呈现菊花瓣形分布.②采用漏斗形混合器后,排气系统推力系数下降0.2%.③采用漏斗形混合器后,排气系统尾喷流的红外辐射在喷管后端都减小,在90°探测角最大减小44.6%,但在大的探测角时排气系统壁面的红外辐射会略微增加.      

MSL测控特点以及自主火星探测测控关键技术

火星科学实验室任务测控通信与导航技术代表了目前该领域的最新方向。在结合火星科学实验室任务特点并对其对测控通信系统设计性能、导航性能进行分析的基础上,以未来的自主火星探测以及火星采样返回任务为潜在工程应用目标,结合我国月球和深空探测测控系统的现状,梳理了我国未来自主火星探测中火星中继网络、火星探测器精密定轨,以及火星大气进入、下降和着陆过程中的信号检测与估计等关键技术。该研究对后续的自主火星探测测控通信系统的设计具有一定的参考价值,对推进我国深空探测测控系统的发展具有重要意义。