基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航研究

本文提出了一种基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航方法,作为解决未来高轨道卫星自主运行的先决条件。在整个系统中,以包含摄动项的HILL 方程作为状态方程,根据由姿态敏感器给出的卫星本体相对于地球和另外两个空间天体的方位,推导出测量方程,进而用简化的推广 Kalman 滤波算法进行状态估计。仿真表明,该方法收敛速度快,精度较高,是一种可行的地球同步轨道卫星自主导航方法。     

湍流方程扩散项离散对某径向叶轮流场计算的影响

在相对旋转坐标系下采用Harten,Lax and van Leer contact （HLLC） 格式离散对流项,自行开发了基于多块结构化网格的有限体积程序,实现了对叶轮机械内部流场的数值求解.分别对半开式径向叶轮、闭式后弯叶轮展开数值模拟,程序和商业软件计算得到的不同叶高处表面压力数据,其相对差异不超过1%,验证了算法的正确性.针对湍流方程的扩散项,分别使用完全离散和略去交叉导数项离散,通过对湍流黏度等值线、气动轴向力和力矩的比较表明:在网格正交性较好的情况下,略去交叉导数项的离散对计算结果的影响小于1%,显著地减小湍流方程离散的计算量.      

超临界喷射受环境和喷射参数影响的数值研究

基于PR(Peng-Robinson)状态方程,采用二维轴对称的两相流控制方程和相关文献中的混合规则,建立了超临界燃油喷射的数值模型并采用预处理方法进行求解.以正癸烷为替代燃料研究了超临界燃油喷射到静止超临界氮气环境中时射流长度和射流扩张角的变化规律.结果表明:超临界射流长度和射流扩张角随环境压力的升高而减小,随环境温度和喷射温度的升高而增加,且超临界射流长度受环境和喷射参数影响的敏感性稍高于射流扩张角.分析认为影响超临界喷射的两个主要因素是喷射密度比和喷射动量,且后者占主导地位.     

涡轮静叶叶型与气膜孔优化对气动与冷却性能影响

为研究气膜冷却涡轮叶片中叶型与气膜孔参数变化对涡轮静叶性能的影响,利用气膜冷却涡轮多目标优化平台对存在多列气膜孔的静叶进行多目标优化.获得在优化变量允许范围内针对气动效率与传热效果以及高温目标函数的Pareto前沿解集,整体性能得到了提高,不同方案中气动效率最高提升0.35%,叶片表面温度最大下降0.74%,高温函数降低的最大幅值为45.71%.结果表明:气动效率提升的主要原因是后弯角的提升使得叶型和二次流损失下降;接近驻点处前缘气膜孔方向的改变导致的冷气分流是叶片根部和前缘附近压力侧的冷却情况得到改善的主要原因.     

离心压缩机叶轮旋转失速的相空间重构及分形特征

结合非线性动力学中的相空间重构和分形理论,提出了一种分析离心压缩机叶轮旋转失速动力学特征的方法.采用数值方法对低速离心压缩机(LSCC)叶轮旋转失速状态进行了模拟,得到了失速工况下叶轮出口多个位置的气流压力时间序列.对各压力时间序列进行相空间重构,构造出一低维动力系统,其时间延迟和嵌入维数通过运用C-C方法得出.对重构的动力系统的相图进行了分形特征分析,计算了相应的分形维数.研究表明:叶轮旋转失速后系统的压力信号具有混沌特性,在相图上表现为具有分形结构,揭示了旋转失速后系统的动力学特征.计算分析分形维数后发现,数据采集点位于相同半径处计算得到的分形维数相近,约为3.39;数据采集点的半径增大时,分形维数减小.     

多级涡轮气动设计与优化的研究

为明确多级涡轮的设计方法与流程,缩短设计周期与减少设计过程中的盲目性,采用分层优化设计体系对某五级涡轮进行详细的气动设计,对设计体系中各部分的作用和设计方法及手段进行了一定的探索。根据分层优化设计体系规范,首先方案设计,即一维与S2设计,掌握该涡轮的设计特点。方案设计完成后,根据方案设计中确定的部分参数,最终采用以三维设计为主,综合考虑总体参数和沿叶高参数分布的设计思路,设计过程中应用了优化的方法对部分参数进行了优化设计,三维设计完成后对该涡轮进行了简单的非定常校核,并且计算了特性线,验证了其变工况性能。计算结果表明所设计的五级涡轮基本达到了设计要求。     

电离层对民航卫星导航应用影响分析

对于应用卫星导航的民用航空运行而言,电离层是一种最为复杂的导航误差影响因素。由于电离层存在模型复杂、异常扰动和闪烁、电离层风暴的特性,尤其在太阳活动期间,可对民航导航带来致命性的影响,影响航空正常运行,国际上针对消除电离层误差提出了单一模型、相对定位以及广域增强等方法,目前国际民航组织也在开展电离层数据收集和构建区域电离层模型的工作。针对电离层形成原因与特性、消除电离层手段、电离层对民用航空导航的影响以及相应的解决措施,提出了民用航空消除电离层误差的方法和设想。     

双脉冲固体发动机燃烧室EPDM绝热层烧蚀性能实验研究

双脉冲发动机工作时燃烧室内部热环境复杂,对内绝热层设计提出很高要求,但对双脉冲发动机燃烧室内EPDM绝热层的烧蚀性能研究较少。为此,本文提出了工作时间为15s和两次点火工作时间为7.5s+7.5s的发动机实验方案,以研究双脉冲固体发动机燃烧室内EPDM绝热层的烧蚀性能。采用SEM电镜扫描、微米CT测试分析获得了烧蚀试件的表面宏观形貌、炭化层表面和断面微观形貌以及炭化层三维构型;利用测厚仪测量结果计算了试件的烧蚀率。结果表明,在总工作时间相等的情况下,双脉冲发动机中EPDM绝热层的烧蚀率比传统发动机大;与传统发动机中单次热冲击下烧蚀后试件相比,双脉冲发动机二次热冲击下烧蚀后试件的炭化层厚度减小约50%,总体孔隙率增大约13%;烧蚀表面致密层的致密程度也有所减小。双脉冲发动机工作时,EPDM绝热层的烧蚀性能在二次热冲击下发生较大变化,需在燃烧室内绝热层的设计过程中予以重视。     

一种二维来波方向估计的快速ESPRIT算法

提出了一种快速ＥＳＰＲＩＴ算法,使用该算法和两平行均匀线阵可实现二维来波方向的快速估计,快速ＥＳＰＲＩＴ算法复协方差矩阵中不受噪声影响的子块来估计来波方向,避免估计整个协方差矩阵和噪声功率,减少了特征分解的次数,大幅度地降低了运算量,而参数的估计性能接近ＰＲＯ－ＥＳＰＲＩＴ算法,最后给出了计算机仿真结果,表明了该算法的有效性。