腔体闭式流动控制的实验和数值模拟

利用数值模拟和风洞实验相结合的方法,研究了闭式流动腔体的流动特征及其设置圆柱控制杆后腔体内声压级(SPL, Sound Pressure Level)和压力分布的变化.数值模拟求解三维N-S方程,采用AUSM+计算格式,湍流模型采用Wilcox k-ω模型.实验在0.6 m×0.6 m超音速风洞中进行,在腔体底部布置了40个常规静压测量点和15个动态测压点.研究表明,在外流为超音速流时,闭式流动的腔体底部压力变化梯度较大,腔体底部和后缘的测压点的SPL值和频率关系曲线中没有明显的SPL峰值.实施控制后,腔体底部的压力变化梯度减缓,在腔体后缘分离区内的测压点SPL值降低,而前缘分离区内的测压点SPL值增加.      

两车间距对超车过程轿车气动特性的影响

利用计算流体力学方法对超车过程中两种间距工况下的超车车辆和被超车辆周围非定常流场进行数值模拟,超车车辆和被超车辆均为简化直背式模型,得到超车车辆和被超车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在超车过程中的变化情况,并根据超车过程中两种间距情况下速度场和压强场的分布情况,分析流场特性对气动力特性的影响.计算结果表明:被超车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在两种间距下的变化趋势基本相同,但它们各自变化趋势有所不同;超车车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在两种间距下的变化趋势有着明显差别.      

变采样率全数字相位载波解调技术

基于相位载波(PGC,Phase Generated Carrier)解调各环节的信号频率范围,提出变采样率解调方案,解决高采样频率下的实时全数字PGC解调问题.对干涉输出信号采用高采样率进行模数转换,提高解调带宽和动态范围.对混频相乘和低通滤波后的环节采用降低采样率处理,减少实时数字信号处理的运算量.设计变采样率全数字PGC解调系统,采用现场可编程门阵列(FPGA,Field Programmable Gate Arrays)并行实现混频相乘和低通滤波环节,采用数字信号处理器(DSP, Digital Signal Processor)实现后续解调环节,实现采样率高达1MHz的实时解调.实验结果表明频率为5kHz、幅度为1rad的被测信号可以被有效解调.      

基于非结构动态网格的翼型积冰过程数值模拟

讨论了积冰气象条件下翼型积冰过程的非结构动态网格数值模拟方法。外部无黏绕流流场采用基于非结构网格的分布式并行计算技术,空间离散采用VanLeer迎风有限体积格式,时间推进为5步显式龙格 库塔方法。采用四阶龙格 库塔方法求解过冷水滴运动轨迹方程,使用了一种合理、简单的物面水积冰量计算方法,提高了计算效率。使用非结构动态网格技术对积冰后的翼型网格进行快速调整。在对NACA0012翼型积冰形状进行校核验证后,对某型飞机在积冰气象条件下飞行时翼型积冰过程进行了数值模拟,得到了与参考文献结果相符的冰形特性。     

N2O_HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算。计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin－Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型。计算了三种氧燃比下四个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据。     

机载探测设备目标识别算法的研究

针对机载探测设备多传感器系统具有多目标,大量观测数据的特点,提出了一种基于Demp-ster-Shafer（D-S）证据理论和主观Bayesian方法组合的数据融合算法。在数据融合过程中,为保证融合的实时性,融合系统采用时域融合和空域融合相结合的方法,首先对相同传感器的各次抽样值进行时域融合,然后传感器之间的融合采用D-S方法进行融合;最后,其融合结果经概率转化后,与来自于ELINT（Electronic Intelligence）的信息通过主观Bayesian方法进行识别级融合。最后给出一个实例,经过仿真计算证明了该算法的可行性和实用性。     

80C31微处理器单粒子效应敏感性地面试验研究

文章针对不同厂家的80C31微处理器,利用重离子、锎源模拟源进行单粒子效应地面试验研究。详细介绍了80C31微处理器单粒子效应试验原理、试验方法、试验系统的软硬件组成以及试验取得的结论。通过试验研究获得了80C31微处理器单粒子翻转和单粒子锁定特征参数。研究结果可为被测器件在卫星型号的使用提供技术参考依据。     

小型涡扇发动机燃油控制规律

以小型涡扇发动机DGEN380燃油控制规律为研究目标,使用解析法基于MATLAB平台建立其整机部件级稳态及动态数学模型并进行仿真计算。在旋转部件建模过程中使用工具获取特性数据,并绘制可以即时显示当前工作点/线的部件特性图;在稳态仿真时使用Newton-Raphson法和遗传算法2种方法求解发动机工作方程组,并对二者进行评估对比,针对遗传算法在发动机模型求解过程中的局限性对一般基础模型进行优化改进;在动态仿真时,采用欧拉法计算微分项。基于模型分析发动机燃油控制规律,并以发动机高度特性为例进行仿真计算。试验结果表明:Newton-Raphson法具有高精度和高速度,改进模型后遗传算法具有更好的适应性,模型及燃油控制规律的仿真结果较好地符合试验数据和理论趋势,对比误差小于3%。      

皮卫星星箭分离机构运动系统设计

为实现“皮星一号A”卫星无干涉分离,达到分离初始姿态要求,对皮卫星星箭分离机构运动系统进行了分析设计。首先,根据皮卫星与凸轮限位机构间的受力情况和能量守恒定理确定了凸轮轮廓尺寸和分离弹簧结构参数,在此基础上建立了星箭分离过程动力学模型,通过对动力学模型的数值计算确定满足无干涉分离条件的舱门扭簧弹性系数。星箭分离过程的仿真计算和试验校验了“皮星一号A”星箭分离机构可实现无干涉分离,皮卫星初始速度、角速率均满足所提出的各项初始分离姿态要求。     

Experimental investigation of fuel regression rate in a HTPB based lab-scale hybrid rocket motor

The fuel regression rate is an important parameter in the design process of the hybrid rocket motor. Additives in the solid fuel may have influences on the fuel regression rate, which will affect the internal ballistics of the motor. A series of firing experiments have been conducted on lab-scale hybrid rocket motors with 98% hydrogen peroxide (H₂O₂) oxidizer and hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB) based fuels in this paper. An innovative fuel regression rate analysis method is established to diminish the errors caused by start and tailing stages in a short time firing test. The effects of the metal Mg, Al, aromatic hydrocarbon anthracene (C₁₄H₁₀), and carbon black (C) on the fuel regression rate are investigated. The fuel regression rate formulas of different fuel components are fitted according to the experiment data. The results indicate that the influence of C₁₄H₁₀ on the fuel regression rate of HTPB is not evident. However, the metal additives in the HTPB fuel can increase the fuel regression rate significantly.