基于Flowmaster的航空发动机燃油系统温度仿真及分析

采用大庆RP-3型燃油,利用Flowmaster软件对某型航空发动机燃油系统进行建模,计算定、变转速工况下燃油温升情况,开展了发动机变转速下的温度仿真,将仿真温度与实验温度值进行对比验证模型准确性。结果表明:模型精度主要受元件的性能曲线影响;某些工况下主燃烧室前的燃油温度可达145 ℃以上,影响发动机安全,必须加以控制;仿真发现向飞机回油可以降低燃油温度,但对于阶跃回油质量流量信号,温度响应具有延迟性;设计回油质量流量为0 kg/s,不同工况的离心泵效率相同,各工况的燃油温度与主燃烧室燃油质量流量的关系,质量流量增大,温度降低,质量流量稳定时,温度也会达到稳定值。该仿真主要是建立了燃油温度的求解模型,提出了燃油泵加热的计算方法,对于航空发动机系统一维仿真研究有一定的指导作用。     

一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法研究

在用运动学方法进行小卫星绕飞编队的相对运动分析和轨道设计时，一般假设环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差、轨道倾角差和纬度幅角差均为小量，从而对相对运动方程进行近似和简化．但是当参考卫星的轨道倾角等于零或较小时，环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差和纬度幅角差并不是小量，此时由于假设条件不成立而无法得到合理的轨道设计结果．针对这种情况，本文提出了一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法．首先对零轨道倾角卫星编队的卫星相对运动方程进行近似简化，得到了以轨道根数差为参数的相对运动方程和卫星编队设计方法，然后通过转移矩阵变换来进行任意轨道倾角的卫星绕飞编队设计，最后通过实例验证了方法的正确性．     

GPS用于编队星座的姿态与相对位置确定

利用载波相位差分GPS技术确定编队星座的姿态和相对位置时，由于卫星状态间的相互耦合和差分观测值的相关性，应该联合星内和星间的差分观测进行状态的整体解算，文中给出了利用星间差分观测值形成的空间网形束、联合星内和星间差分确定编队星座姿 态和相对位置方法，数学仿真结果表明该方法的有效性。     

基于滑动多项式回归分析的区间估计和飞行数据异常值处理

针对飞行数据中的异常值给出了一种处理算法,对其进行识别、剔除与补正。根据飞行数据的特点建立了滑动二次多项式回归模型,并变换为正交多项式计算回归系数。在给定的置信概率下求下一个点的置信区间,判断实测数据是否为异常值。将已判定的异常值剔除并用拉格朗日法补正。在某型共轴式直升机的动力学特性研究工作中,利用这一方法对多次外场试飞数据进行了异常值处理,得到了比较满意的结果。     

NF-6增压连续式高速风洞压缩机喘振边界的确定

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。对国内首座增压连续式跨声速风洞压缩机喘振边界的确定进行试验研究。简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机逼喘过程及其原理以及风洞增压对喘振点（喘振边界）的影响;给出了控制风洞运行的压缩机喘振边界线、喘振预警线、安全保护线、防喘调节线及防喘振措施,为该座增压连续式风洞稳定运行奠定了基础,提供了安全保障。     

基于转速耦合的适配功率电机动力性能分析计算

适配功率电机是一种适用于城市重载电动汽车的新型驱动电机,具有转速耦合的特点。以6极适配功率电机为研究对象,阐述了适配功率电机设计原理及适用工况,运用电磁场理论及电机学理论知识,对适配功率电机动力输出性能进行对比分析计算,计算得出同一转速下减匝工作状态更能节约车载有限电能,并运用仿真分析软件进行验证。同时研究结果表明,与满匝工作状态相比,适配功率电机工作在减匝状态的机械特性更硬。最后,通过样机试验例证了以上理论计算与仿真分析的正确性,证明该电机设计模型是可行的。     

过载加速度下涡旋微槽内单相流动特性实验

以体积浓度30%的乙二醇水溶液为工质,对槽宽0.5mm,深宽比为2、3、4的矩形截面涡旋微槽试件在过载加速度条件下的流动特性进行了实验研究.试件所用材料为紫铜,每个试件上按两行分布6个涡旋微槽,所承载加速度由离心式过载加速度试验机提供.分析了不同深宽比的涡旋微槽在不同工质流量和不同过载加速度下的流动特性,得出了微槽结构、工质流速对其流动特性的影响.结果表明,加速度方向对微槽内流动特性有着决定性的影响,且加速度越大,摩擦阻力系数越大.在过载加速度条件下Dean数是决定涡旋微槽抵御和适应过载加速度对其流动特性影响的重要因素.     

基于闭环控制的带翼导弹虚拟飞行数值模拟

通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体六自由度（6DOF）运动方程及舵偏控制律,发展了一套虚拟飞行数值模拟平台,对基本带翼导弹外形进行了虚拟飞行数值模拟研究。流场求解采用基于结构网格的有限体积法,时间推进采用双时间步法,使用刚性重叠动网格技术模拟舵与弹身的相对运动,采用四阶Runger-Kutta方法求解运动方程组,舵偏控制律采用基于比例-积分-微分（PID）的反馈控制。模拟结果表明：发展的虚拟飞行数值模拟平台能够处理包含复杂运动边界的非定常运动问题,可以为非定常气动力建模提供数据、预示飞行器稳定性及检验飞行控制律,该模拟平台具备一定的工程应用价值。     

室温ECAP变形对T250马氏体时效钢组织和性能的影响

研究等径弯曲通道变形(ECAP)过程中T250马氏体时效钢的组织变化规律,以及后续时效处理过程中,时效时间对硬度的影响。采用ECAP工艺对T250马氏体时效钢进行C方式2道次室温变形,并对原始试样和ECAP变形试样进行480℃/(15~480min)的时效处理。结果表明,随着ECAP道次的增加,材料x面的组织由较均匀整齐的板条状马氏体变成弯曲杂乱的马氏体,且在马氏体上出现位错胞和亚晶,y面则是马氏体板条的持续细化,而z面组织变化不明显;T250马氏体时效钢的硬度随道次增加而逐渐升高,而时效处理对T250钢的提升百分比下降,同时达到峰硬度所需的时间缩短。     

动态真空校准装置的设计

动态真空校准装置由供气系统、抽气系统、校准系统、烘烤系统、测控及分析系统五部分组成。利用快开超高真空插板阀与限流元件组合的方法,在20ms至1s的时间范围内实现标准压力10⁵Pa至100Pa范围的瞬态阶跃变化。采用稀薄流下DSMC法与连续流下Navier-Stokes方程相结合的模型,确定快速膨胀过程中标准压力时间常数。动态真空校准装置预计达到的技术指标为校准范围10^-1Pa～10⁵Pa,合成标准不确定度小于15%。