外形参数对涡扇发动机冠状喷口气动性能影响

为准确评估涡扇发动机冠状喷口的气动性能，首先提出了一种基于流量守恒的出口定义方式，并验证该出口定义方式与物理出口的一致性，然后对冠状喷口在设计点和非设计点工况下的气动性能进行了系统性评估与考察。结果表明：在设计点工况下，冠状喷口外形参数中，内切角对推力性能影响最大、齿数影响次之、齿长影响最小；冠状喷口下游流向涡对是导致剪切层增厚、湍动能衰减、核心区长度减小的主要原因；在非设计点工况下，冠状喷口可有效降低出口附近的激波强度，使其堵塞状态压比远高于基础构型喷管。     

液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究

某液体火箭发动机整体叶盘音叉式涡轮转子的盘-轴根部圆角在试车考核中曾多次出现裂纹故障。为分析裂纹产生原因，通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析，将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量，得到涡轮流场内压力脉动数据，间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内，分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动，幅值约为11kPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。     

基于WDPR-8支撑与弯刀尾支撑的风洞对比试验研究

对国内近年设计的具有典型先进战斗机布局的动态试验标模，采用8绳牵引的绳牵引并联机器人（WDPR-8）支撑和传统弯刀尾支撑在FL-5风洞中进行对比吹风试验。根据风洞试验环境及仿真计算系统的刚度与工作空间，设计了满足要求的WDPR-8绳系结构和支撑机构，并建造了样机；在阻塞比及两心距足够小的前提下，保证了模型在两支撑系统中的通用性，以此设计内置六分量杆式天平的试验模型；利用绳拉力信号并联WDPR-8视觉采集系统与风洞VSS采集系统，实现气动力、机器视觉和绳拉力3个采集系统同步工作；在除支撑系统以外其他试验条件保持一致的条件下，进行重复性试验、纵向试验和横向试验。数据处理时，弯刀尾支撑进行了尾支架修正，WDPR-8支撑未修正。比较对照试验结果可得:两者在纵向试验的重复性试验所得升力系数最大均方差差别很小，2种支撑得到的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的最大均方差不超过3.6%；横向试验在试验攻角范围内，2种支撑得到的侧向力系数对侧滑角的导数变化规律基本相同。用WDPR-8支撑进行的单自由度俯仰振荡试验得到的升力系数迟滞环曲线各环首尾连续，与静态升力系数曲线走势一致，且非定常迟滞环面积随减缩频率增大而增大，符合物理意义。试验研究结果反映出WDPR-8支撑的可行性及结果的有效性。      

极低频超大型航天器姿态机动与物理试验验证

针对具有0.01 Hz极低频主模态的超大型航天器的姿态机动问题,给出利用经典的Bang-Bang轨迹规划方法、滤波轨迹规划方法和传统的相平面控制方法进行姿态机动的方案,构建了极低频超大型航天器姿态机动地面物理试验系统,对不同的姿态机动控制方法进行了试验验证.针对不同的姿态机动轨迹规划方法,采用喷气发动机或控制力矩陀螺作...     

任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法

本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于是,基于不可压的绕流理论,应用非线性面元法,计算该因子,与实验比较表明,本文方法不仅适用于小迎角的亚、跨、超音速流动,也适用于中等迎角的流动。     

平潭综合实验区离岸金融中心模式研究——基于金融地域运动理论视角

笔者结合平潭岛实际建设发展情况,对平潭综合实验区形成离岸金融中心的内外条件进行了分析,并根据金融地域运动理论,指出平潭综合实验区离岸金融中心的模式选择不是简单的复制传统的四类模式,而是应该依据实验区金融的“地域性”和“运动性”规律形成的城市等别,由初期的强调“速度论”内外分离型转向中期的“渗透论”分离渗透型,直到最终形成“渐进论”的内外一体型的离岸金融中心模式,并在此基础上,提出相应的政策建议.     

超声速斜爆震发动机起爆过程研究综述

对超声速斜爆震发动机的起爆方式进行了比较分析,对起爆发展和稳定特性的研究历程和发展现状进行了综述,对相关的研究方法和技术进行了概括,提出了利用先进光学测量技术,结合激光诱导荧光技术对超声速斜爆震发动机起爆过程进行实验研究的设想。     

含模型不确定性和状态约束的航天器姿态鲁棒控制

针对严格反馈三轴稳定航天器姿态控制问题,在考虑航天器系统存在模型不确定性、未知外部扰动、系统存在时延情况下,提出了一种鲁棒控制方法。首先建立航天器误差运动学和动力学模型,使用神经网络对系统不确定性和未知扰动进行逼近、引入障碍李雅普诺夫函数对系统状态约束进行处理;然后利用反步法构造一种鲁棒自适应姿态控制器,通过李雅普诺夫方法证明闭环系统是最终一致有界的;最后,结合工程实际经验对系统已知时延进行前馈补偿。半物理仿真结果表明了所设计控制器的有效性和鲁棒性。     

应用扩展帧的航天器CAN总线应用层协议设计

为了适应航天器信息流多样性需求,提升信息交互的灵活性,提出一种应用扩展帧的CAN总线应用层协议设计.对CAN总线扩展帧29 bit标志符进行合理划分,将其分为数据优先级、源节点地址、组播标志、目的节点地址、帧序号标志、帧序号、帧数据类型7个部分,使得该协议可以支持多优先级、主从、多主、组播、广播等多种灵活通信方式,支持CAN帧起始帧、结束帧、帧连续性判断,以及应用层数据包检验,提高数据传输的可靠性.另外,给出了组播、广播地址分配及屏蔽策略,满足复杂航天器的信息流需求,简化信息流设计过程.最后,通过构建组播、多主及多优先级场景进行应用实例验证,证明了文章提出的协议设计具有适用范围广、灵活性高等优点.