弹射过程座舱盖抛放轨迹的预测

通过分析座舱盖在各个不同抛放阶段的受力关系,并着重考虑了抛放过程中气动系数的修正和铆钉剪切的影响,最终建立了座舱盖抛放轨迹的预测模型.该模型可广泛用于预测不同型号座舱盖在各种飞行状态下的抛放轨迹.算例表明计算结果与实验数据一致,证明了模型的实用性和有效性.     

金星着陆器载荷舱热控系统设计研究

针对金星高温环境,提出了一长寿命金星着陆器的载荷舱热控系统设计方案。研究了载荷舱热控系统的热载荷、载荷舱、制冷方案和热平衡。优化设计后的载荷舱结构承压性能不变,且质量减小,特别是在主动制冷失效时,在被动热控下可保证电子设备工作寿命大于2h,采用斯特林循环技术是着陆器实现长寿命的关键。基于初步的着陆器载荷舱构架,对热控系统进行了热平衡分析。研究结果表明:该热控系统设计方案能满足载荷舱在金星表面长期探测任务的需求。     

脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析

为了研究外涵带脉冲爆震燃烧室分排涡扇发动机的性能,基于部件法建立了外涵装有脉冲爆震燃烧室（PDC）的分排涡 扇发动机性能模型,分析了PDC工作参数、外涵循环参数和飞行工况对整机性能的影响。结果表明：PDC频率提高,PDC增压比和 加力温度提高,发动机单位推力增大,耗油率升高;PDC当量比增大,PDC增压比和加力温度先提高后降低,发动机单位推力先增 大后减小,耗油率一直升高;脉冲爆震外涵加力由于只利用外涵部分气流组织燃烧,耗油率远低于传统加力的,当PDC频率超过 41 Hz时,脉冲爆震外涵加力发动机的单位推力大于传统加力涡扇发动机的;涵道比增大,参与爆震燃烧气流增多,发动机单位推 力增大,耗油率升高。风扇压比提高,发动机单位推力先增大后减小,耗油率一直降低;在飞行高度一定时,飞行马赫数提高,发动 机单位推力减小,耗油率升高;在飞行马赫数一定时,飞行高度增加,发动机单位推力先增大后略微减小,耗油率先降低后略微升 高;在不同飞行工况下,脉冲爆震外涵加力发动机的耗油率远低于传统加力涡扇发动机的。     

构架式天线柔性动力学建模与展开精度分析

构架式可展开天线具有结构非线性强、桁架系统复杂以及运动环节多等特点,通常被视作刚体系统进行建模分析。然而多刚体动力学方法在求解复杂的连杆结构时,难以处理数量大、非线性强的铰接间隙模型,因此并不能准确还原真实的结构特性,给构架式天线的地面展开验证带来很大困难。本文建立了一套适用于该型天线的柔性多体动力学模型,通过引入微小弹性形变来消除铰链间隙对天线展开的影响,并在型面精度方面与期望的天线展开模型进行了比较说明。在确保不影响结构真实性的前提下,通过降阶、引入稳定系数等手段提高了柔性体单元计算效率。通过约束方程的设计与模块拆分求解等方法,消除结构非线性的影响。解决了针对构架式可展开天线的复杂桁架系统强非线性动力学的高精度建模问题,为构架式天线的仿真提供了技术手段。     

基于LabWindows动态链接库技术的航天器有效载荷通用测试系统的开发研究

航天器有效载荷产品的生产研制具有种类多、批次多、批量小等特点。为了提升有效载荷产品自动测试系统的软件灵活性,以应对测试项目复杂性增加所带来的挑战,提出了一种基于动态链接库技术的测试系统软件架构。该架构具备线程管理、仪器资源管理和测试序列编辑的功能,通过三层动态链接库的关联结构设计实现了自动测试系统中用户管理、业务逻辑和仪器控制的软件功能,同时给出了系统架构中各个模块的详细设计方案,最后通过产品测试验证了系统功能。提出的基于动态链接库技术组成的系统架构具有更小的程序粒度和良好的扩展性。通过三层动态链接库模块之间的灵活配置与重构,使得测试系统软件整体功能得到不断升级,极大地满足了当前航天有效载荷产品生产研制对于集成测试系统的需求,从而为航天器测试系统架构设计提供了的一种新思路。     

任意转角石英晶片电弹常数的快速计算

电弹常数是描述压电材料最重要的常数,压电元器件的设计以其所用压电材料的电弹常数为基础。石英晶体是目前应用最广的压电材料,由于晶体的各向异性,其电弹常数的值随品片的切割方位而变,且通常须用矩阵表示。因此,任意切型和切角的电弹常数计算就变得非常复杂。本文对任意切型的电弹常数归纳了一种简便的计算方法并在微机上编出了相应的程序。通过运行本文工作的程序,即可随时得到任意切型及切角电弹常数的理论值,这样就可为研制和设计工作提洪可靠的理论依据,并节省大量的人工计算时间。     

堵塞条件下发动机高空试验推力差异分析

堵塞技术是降低发动机高空模拟试验成本和解决设备抽气能力不足的可行手段。在不同喷管排气环境压力条件下,某型带拉瓦尔喷管涡扇发动机完成了四组堵塞对推力影响的试验,发动机总推力试验值最大差异为6.2%。为揭示试验推力差异产生的原因,提高堵塞条件下发动机高空试验推力评估的准确性,开展了相关的理论分析和一维仿真计算,提出了主要影响量估算方法。结果表明：推力差异主要与发动机转速、结果修正方法和喷管扩张段流场特性有关;按文中提出的主要影响量估算方法计算了这些因素对推力的影响量,扣除影响量后总推力的最大差异降至0.8%;相同转速下,总推力相似换算值随喷管排气压力的升高呈增大趋势,最大差异达到3.3%。     

螺旋爆轰内部胞格结构实验探索

为研究螺旋爆轰胞格结构,选取预混气C2H2+2.5O2+85%Ar、C2H2+2.5O2+70%Ar与C2H2+5N2O在光滑管中进行爆轰实验,使用烟膜记录管道侧壁与端面胞格结构。编写MATLAB程序处理烟膜记录,比较侧壁横波间距、端面胞格直径平均值,以及相邻端面胞格中心点距离平均值与标准差。其中,侧壁横波间距明显大于管壁附近端面胞格直径平均值。另外,相较于稳定气,不稳定气近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异更大,不同压力下预混气C2H2+5N2O近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异分别为47.91 %、59.64 %、40.42 % 与37.21 %。为进一步探索爆轰波内部结构,使用CH4+2O2在5 mm、15 mm与25 mm宽度的环形管进行实验,对比侧壁及端面烟膜结果可观测到内部螺旋横波旋转方式。相对环管宽度而言,初始压力是胞格尺寸的主要影响参数,而整体上外侧壁胞格尺寸稍大于内侧壁胞格尺寸。     

有声腔推力室的声学振型及其阻尼特性研究

为确定多声学模态压力振荡条件下带有1/4波长管声腔推力室的声学振型及其阻尼特性,揭示1/4波长管声腔对推力室压力振荡的抑制作用机理,对有声腔推力室和无声腔推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发了多模态的声学振型,给出了推力室压力分布的时空演化,并采用半带宽法定量评价每个激发声学振型的阻尼特性。结果表明：1/4波长管声腔成功抑制了目标振型（一阶切向振型）压力振荡,大幅度减小其幅值,而不是大幅度增加其半带宽,但可能增强其它非目标振型的压力振荡。声腔通过削弱目标振型波峰波谷压力差、声腔入口漩涡和增加壁面面积等三种方式来抑制目标振型压力振荡,主要以前者为主,前者旨在降低目标振型幅值,后两者是增加其半带宽。     

RBCC发动机燃料支板热防护研究

分析了RBCC发动机在5.5Ma条件下不同工作模式时燃料支板所处的热环境,综合火箭射流以及二次燃烧对热环境的影响,设计了带有冷却通道的燃料支板主动热防护方案。研究发现燃料支板在火箭冲压工作模式下受火箭羽流以及二次燃烧双重加热的影响,热环境最为恶劣,燃料喷注所形成的液膜可以对支板中部起到保护作用,壁面温度沿气流方向整体呈"高-低-高"的分布趋势。在此种工作模式下开展了三种冷却通道方案的对比研究,结果表明通道数及单通道流量增加均可以降低受热严峻部位的表面温度,提高支板表面温度的均匀性,保障发动机长时间安全工作。采用开环冷却后的煤油组织燃烧,发动机比冲性能具有1.5%的提高。