液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性

为了深入研究流固耦合（FSI）作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)（非耦合）模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%.      

运输类飞机型号合格审定试飞中的湿跑道试飞

对运输类飞机型号合格审定中的湿跑道试飞进行了详细分析讨论。对比国内外相关规章、标准和其他资料,给出了湿跑道的判断准则,分析了湿跑道试飞的条件,重点分析和论述了加速-停止距离、起飞距离和起飞滑跑距离两个湿跑道试飞科目。所做工作对于运输类飞机湿跑道试飞具有指导和参考意义。     

一种卫星信道的反馈优化接入机制

提高卫星信道资源利用率,探索高效可行的端站接入机制是卫星通信发展亟待解决的问题之一。当前卫星通信DVB-RCS标准基于带宽预先规划的接入机制与端站随遇接入的需求矛盾凸显,因此提出一套信道反馈优化接入机制,综合考虑各端站数据业务需求,在不改变原有协议信令特征的基础上,探索性地引入谦虚度激励方法,创造性地构造动态协商反馈模型并加以求解,达到提高端站接入数量、满足随遇接入需求、提升信道利用效率、最大化整体带宽通信业务效益的目的。通过试验验证,带宽分配反馈优化机制比传统模式提高近1倍接入率,最大端站数接入时算法耗时约只有0.67 s,可为卫星信道使用提供技术参考。     

基于微观结构分析的CMDB推进剂动态断裂韧性加载率敏感性研究

为研究改性双基推进剂(CMDB)的动态断裂特性,利用霍普金森实验技术(SHPB)对CMDB推进剂进行了冲击实验,并对实验数据的可靠性进行了校验;通过数值仿真的方法进一步验证了实验数据的有效性,获得了CMDB推进剂的动态断裂韧性;利用电镜扫描技术对试件断面进行了微观表征和分析。结果表明:CMDB推进剂在加载率58906~100056MPa·m1/2·s-1范围内,表现出明显的加载率敏感性;加载率达到105000 MPa·m1/2·s-1左右时,断裂韧性不再继续增大,反而出现下降趋势;电镜分析结果表明,CMDB推进剂加载率敏感性与其内部高氯酸铵(AP)颗粒的微观破坏机理直接相关。     

高温天线罩材料研究进展

对目前主要几种高温天线罩材料体系，包括氧化铝陶瓷、石英陶瓷、微晶玻璃、纤维增强二氧化硅基复合材料、纤维增强磷酸盐基复合材料以及硅氧氮陶瓷材料的研究发展和应用情况进行了简要的综述。     

飞机颠簸及其飞行处置

目的研究导致飞机颠簸的天气形势和环境条件;方法通过对颠簸区中的飞行气象条件、影响颠簸的几个主要因素、颠簸对飞行的影响以及在颠簸区中飞行时飞行员应采取的一些措施做了简要介绍,分析飞机颠簸预报指数和指标;结果揭示产生飞机颠簸的气象条件;结论增强飞机气象保障能力,以保障飞行安全。     

基于自适应算法的Stewart平台微振动低频激励控制研究

针对空间微振动环境模拟的需求,以Stewart平台为对象,研究低频微振动激励控制.传统定增益控制器需要反复调节参数来获取满意的系统输出,同时由于摩擦等因素引起的非线性现象,导致难以在低频段建立精确的系统模型,以上问题均给控制器的设计带来困难.为此,设计一种自适应控制器加传统PID控制器的控制方案,并针对自适应控制器对于非参数不确定性等因素敏感的问题,采用dead-zone技术对自适应律进行修正,以提高控制器的鲁棒性.将此算法应用于Stewart微激励控制系统中,实验结果表明系统平台可以很好的输出单自由度与多自由度低频正弦激励,验证控制器在实际工程中的有效性.     

尾缘喷气方式对涡轮叶栅气动性能的影响

以某涡轮叶栅为研究对象,采用试验和数值模拟相结合的方式研究了涡轮叶片不同喷气结构对叶栅性能的影响。对半开缝和对开缝两种尾缘冷气喷射的研究表明:当冷气流量比较小时,有一个总压损失随冷气量增大先增加后减小的趋势:当冷气量较大时,冷气造成的总压损失随冷气增大而减小。在相同条件下,半开缝叶栅出口的总压损失系数小于对开缝叶栅出口的总压损失系数。叶栅出口平均气流角随着喷气比的增大呈减小的趋势,但变化范围很小。     

湍流燃烧模型对双旋流燃烧室喷雾燃烧的影响

采用数值模拟与试验测量相结合的方法,研究扩展旋涡破碎模型、扩展二阶矩模型和涡团耗散概念模型等三种湍流燃烧模型对双旋流湍流喷雾燃烧流场的影响.在任意曲线坐标系下数值研究双级轴向旋流器环形燃烧室全流程流场,采用粒子图像测速仪测量燃烧流场气流速度分布,热电偶测量燃烧室出口温度分布.计算结果与验证试验数据比较表明:不同湍流燃烧模型对双旋流湍流喷雾燃烧影响较大,所得的回流区形状、速度、温度场以及出口温度分布等都不太相同,其中扩展二阶矩模型所得的结果与试验值符合最好,更适用于模拟双旋流环形燃烧室湍流喷雾燃烧.     

一种超声速状态下机载推进系统模型的建模方法

为了满足机载航空推进系统模型对精度、实时性及数据存储量的苛刻要求,提出了一种机载模型建模方法.对传统的机载稳态模型建立过程中使用的相似准则进行了充分讨论,得出了一种具备更高建模精度的相似准则.在新的相似准则基础上,建立了包含泰勒展开式中非线性2阶项的高精度稳态变量模型,有效解决了分段线性稳态变量模型在大包线、变状态条件下精度难以保证的问题;为了解决超声速状态下安装推力与发动机净推力差别较大的问题,建立了考虑外流特性的简化进气道模型,给出了一种计算安装推力的方法,即由简化发动机模型计算安装推力中符合相似准则的部分,由进气道模型计算溢流阻力、放气阻力及发动机推力中不符合相似准则的部分.仿真结果表明:基于新的相似准则所建立的机载模型具有大包线、变状态适应性,输出参数误差均在0.5%以内.