乘波前体三维内转进气道气动融合设计

在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计,获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下,该方案流量捕获系数能够达到0.96,总压恢复系数为0.53;而在Ma4.0的非设计状态,该方案流量捕获系数能够达到0.71,总压恢复系数为0.70。此外,与典型的前体二维混压进气道进行对比研究,乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显,尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。     

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注研究

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。以替代裂解碳氢燃料C_(12)H_(24)为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作状态,开展了马赫5设计状态无燃料喷注和马赫6超额定状态带燃料喷注的两类流场分析,重点研究燃料对波系的控制和燃料的自身掺混。通过调节五喷嘴的燃料喷注压力发现,按照马赫5设计的高超声速进气道在马赫6时同样可以实现完全激波贴口,燃料在进气道内通过多重外压缩激波作用也实现了与空气的完全掺混。同时,冷壁温条件下进气道内仅出现少量近壁燃烧,CO_2产物的质量百分比仅在10~(-7)量级,进气道出口的总压恢复系数相较无化学反应时下降2.5%,但仍维持在0.5左右。还对比了五喷嘴、三喷嘴、五喷嘴后移和90°单喷嘴结构下进气道流场以及掺混效率的区别,结果表明,五喷嘴结构的进气道燃料喷注可以实现4倍喷注压力下的激波封口和快速完全掺混,而三喷嘴、后移五喷嘴和单喷嘴结构分别需要5倍、5倍、6.6倍来流静压实现进气道马赫6的激波贴口。     

二元混压式进气道窄缝形射流调节结构参数设计

针对窄缝形主动射流用于二元混压式超声速进气道再起动特性调节的结构参数设计,开展了大量定常数值模拟研究,得到了窄缝位置、宽度及喷射角度等结构参数对再起动特性的影响趋势,利用少量非定常算例验证了定常计算结果的准确性.结果表明:射流的注入使进气道产生超声速溢流,并出现可动气动喉道等新的再起动流场特征.约进气道流量1%的射流流量能产生约5%的溢流量,在溢流作用下,4.5%~11%的射流流量使进气道实现了再起动,射流流量越大,射流分离区也越大,进气道越难实现再起动.研究还发现:窄缝位置及宽度对射流溢流效率的影响很小,但窄缝位置存在一个有效作用范围,只有在距唇口35~65mm的位置注入射流,进气道才能实现再起动.射流喷射角对射流溢流效率的影响较大.射流喷射角越大,射流的溢流效率越高,再起动所需的射流流量及其范围也越小.      

航空装备维修保障系统效能的灰色综合评价

由于传统的维修保障效能评价方法受人为因素以及模糊随机因素的影响较大,为了减少或避免这些因素的影响,提高评价的科学性、解释性和可信度,将灰色系统理论应用到航空装备维修保障效能的评价中.通过建立一套较为系统、合理的航空装备维修保障效能评价指标体系,采用定性分析和定量计算相结合的方法,构建了基于灰色关联度分析的灰色综合评价模型.在确定指标权重时,采用了层次分析法和专家咨询法,经实例验证,该方法是可行的,具有一定的实际意义.     

采用连续旋转检偏器的天空偏振光探测装置设计与实现

为了实现对运动目标与天空散射光的偏振分布模式进行快速、有效的探测,根据连续旋转检偏器光强度透射的数学模型,利用光电传感器的积分特性,设计并构建了采用连续旋转检偏器的偏振成像探测装置。测试结果表明,该装置对偏振光的角度的测量精度优于0.069°（3σ）,偏振度的测量精度优于0.12%（3σ）。一幅偏振图像的探测时间达到0.7s。在偏振度低于4%的情况下,仍可以探测到有规律的偏振分布模式,其抵抗恶劣天气的性能优于现有的偏振导航探测装置。     

环月立体观测模式的仿真分析

为了对环月摄影测量的精度有一个形象化的了解,依据探月卫星面阵CCD相机三维成像系统采用的正飞姿态和侧飞姿态的摄影测量方式及其立体重叠率的变化规律进行仿真,并制作相应的演示模型。通过研究、分析,验证采用CCD相机的立体摄影测量方案的技术可行性。     

延伸喷管延展撞击动力学分析

运用MARC软件对某发动机延伸喷管进行了非线性瞬态动力学分析，得到出口锥与延伸锥延伸过程仅经受撞击力作用下的变形及应力随时间的变化情况。对接合部位的密封圈进行了大变形处理，并在计算过程中对网格进行了重新划分。计算结果表明，该喷管出口锥与延伸锥结构是安全的，但考虑到材料性能的波动，安全余量较小，应从设计上保证产品的可靠性。该计算方法对延伸喷管的设计具有指导意义。     

基于高低周复合疲劳试验技术的叶片失效故障复现

针对某涵道尾桨风扇叶片在风洞试验中发生的断裂故障,基于叶片破坏模式和载荷形式,初步分析为离心载荷/低循环疲劳(LCF)和气动载荷/高循环疲劳(HCF)耦合作用导致的疲劳破坏。基于此,通过正交载荷解耦和协调加载控制等关键技术开展联合载荷作用下的叶片复合疲劳(CCF)试验技术研究和试验考核验证。试验结果表明,离心载荷控制精度优于±1%,气动载荷控制精度优于±8‰。试验应变响应频率与试验加载频率一致性较好,满足试验加载和控制的同步性要求。最终,通过对叶片故障复现验证失效原因分析的正确性,为叶片结构优化设计、寿命评估和复合疲劳试验奠定技术基础。     

多人制机组驾驶员执照训练能力评估及差异化研究

为了直观地反应多人制机组驾驶员执照(Multi-crew Pilot License,MPL)训练中课时能力评估结果,利用Matlab软件编制相应程序实现了单课时能力评估结果曲线图、多课时能力评估结果曲线图、单个能力多课时能力评估结果曲线图、多个能力多课时能力评估结果曲线图地绘制。从曲线图上可以很直观地观察到存在问题的能力要素以及相应的能力;同时通过定义优秀率,从另一个角度解决了同一个能力在不同课时中差异无法比较的问题。利用Matlab软件,通过编制统一的程序可以得到任意学员任意能力的曲线图,对比其他软件而言,省去了许多重复性的工作,在实践中具有较强的应用价值。     

采用卫星中继克服航天器再入通信黑障的途径

在简述载人航天器再入过程、等离子鞘套特点和中继传输原理的基础上,分析了采用卫星中继克服再入通信黑障的具体途径。考虑到必须采用较高工作频率(Ka频段)的一次中继方法存在一定局限性,提出了一种采用二次中继的新方法,它可以将再入通信的工作频率向低扩展到多数载人航天器在轨常用的S频段。文章讨论了这两种方法的优缺点,论述了实施它们对中继站和再入航天器的主要要求,并就影响其效果和航天器设计的重要因素进行了分析。链路计算结果表明:两种方法都可满足传输需求,从总体上考虑二次中继方法更好一些。考虑到我国空间基础设施和相关技术背景条件,在近期内卫星中继将是解决再入通信黑障问题可实现的技术途径。