隔板对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性的影响

通过采用声学有限元法,求解带有平均流源项的亥姆霍兹方程,进而在考虑燃烧室高温、平均流场因素基础上分析了隔板结构参数对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性影响规律。结果表明：增加隔板数目或长度,均会降低燃烧室1阶切向模态的特征频率;存在最佳隔板数目4,使燃烧室1阶切向模态阻尼率最大;而隔板长度越长,1阶切向模态声压波腹的分布面积越小,阻尼率越大;隔板型式对燃烧室1阶切向模态特性影响较小。     

高超侧压式进气道简单唇口调节方案设计

为最大限度提高侧压式进气道流量系数,在定几何进气道基础上设计了一种唇口可调节的简单变几何方案。唇口设计成前伸的后掠三角形以完全挡住第二溢流窗同时排移侧板分离涡。利用Fluent软件研究了变几何进气道马赫6,马赫4下的气动性能,并与定几何直唇口进气道进行了比较。研究发现,简单的唇口调节措施能在显著改善进气道各项总体性能参数的同时获得更高的流量系数:马赫6设计状态下,可调进气道流量系数达0.93;马赫4非设计状态下,流量系数为0.71,能实现自起动。马赫5.3风洞试验结果表明,高马赫数来流条件下,可调进气道三角形尖唇口对改善下游隔离段内的流动结构具有明显效果。     

通过测量准偶极场计算卫星磁偶极矩

本文在对R.Moskowitz和R.Lynch给出的偶极矩方程作了简明的推导之后,给出了根据被测数据求出偶极矩的数学模式,并举了一个实例,说明了怎样用被测数据进行磁偶极矩的具体计算过程。     

氢气对正己烷-空气燃爆性能的影响

为了研究氢气对正己烷燃爆性能的影响,在定容燃烧室内实验测量了初始温度为353K,初始压力为100kPa,当量比0.7～1.7,掺氢比0%～80%时,正己烷-氢气-空气混合气的爆炸过程,得到了氢气对火焰传播规律、层流燃烧速率及爆炸压力的影响。研究结果表明,当量比从0.7增加到1.7,无拉伸火焰传播速率和层流燃烧速率呈先增大后减小的趋势,在当量比1.0附近达到最大;随着掺氢比的提高,混合气的燃烧速率明显增大,有利于提高燃料的燃烧效率,当量比为1.0时,掺氢比80%的混合气层流燃烧速率比正己烷-空气混合气提高了2.5倍;同时,掺氢比对混合气的爆炸压力与最大爆炸压力上升速率有明显的影响,对过稀或过浓燃料的影响尤为显著。     

基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真

航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明：该计算方法误差小于5%,可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。     

系统综合抗干扰设计技术应用研究

分析了系统干扰的来源,分别从硬件和软件2个方面详细介绍了火箭测发控系统综合设计电路中采用的抗干扰措施。系统实际应用表明:抗干扰设计能够根据设定值的要求进行相应的动作,可靠性和灵敏性能够满足各项技术指标的要求。     

TC4激光选区熔化/同轴送粉成形连接的力学性能研究

对TC4选区熔化/同轴送粉成形连接件的拉伸性能和疲劳性能进行研究.通过对比不同线能量密度参数下拉伸试验数据,得到线能量密度对TC4成形连接件拉伸性能的影响规律.通过对比相同应力水平下成形连接件与母材的中值疲劳寿命和疲劳极限,获得成形连接件相对母材疲劳特性的衰减程度.采用当量Kt法对成形连接件的疲劳性能进行表征,得到成形...     

超声速补燃的三维数值模拟和实验研究

利用贫氧固体推进剂燃烧产生的高温燃气与侧喷空气混合进行了超声速补燃实验。运用有限体积法求解三维N-S方程和组分连续方程组，对实验所涉及的化学反应流场进行了数值模拟。通过考察两种掺混器的穿透深度、流向涡强度等参数，比较了二者的混合及燃烧增强效果，分析了原因。结果表明在所研究的工况下，桶型掺混器性能更优。     

一种提高后掠侧压式进气道流量系数的有效措施

在一种双楔顶压、侧板中置的常规后掠侧压式进气道基础上通过减小顶板第二压缩角,引入圆弧压缩面设计了一种具有较高流量系数的进气道.利用Fluent商业计算软件对比研究了该进气道与常规进气道在Ma=6和Ma=4下的流动特征及性能.研究发现,新的改进措施能在几乎不降低进气道总压恢复系数的前提下大幅度提高流量系数:在Ma=6来流条件下,改进后的进气道流量系数为0.87,比常规进气道提高14.5%;在Ma=4来流条件下,流量系数为0.69,提高了19%.     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。