气氧/甲烷与气氢/气氧喷注器燃烧特性对比研究

为了获得气氧/甲烷与气氢/气氧两种推进剂组合燃烧特性的异同,将氢/氧气-气啧注器的设计经验用于气氧/甲烷气-气喷注器设计,在同一燃烧室中针对气氧/甲烷与气氢/气氧同轴剪切喷注器燃烧特性开展了数值仿真与试验研究.结果表明:在喷注器设计参数相似的情况下,气氧/甲烷喷注器尺寸与气氢/气氧喷注器尺寸相当;在相同的燃烧室设计压力、结构尺寸,以及两种推进剂组合均完全燃烧的情况下,要产生相同的推力,气氧/甲烷(混合比3.5)推进剂流量约为氢/氧(混合比6.0)推进剂流量的1.27倍,气氧/甲烷燃烧所需燃烧室特征长度约为氢/氧燃烧室特征长度的1.48倍,气氧/甲烷燃烧室壁面热载约为氢/氧燃烧室壁面热载的一半.     

某蒸发式稳定器燃烧特性及供油匹配数值研究

为了研究一种适用于亚燃冲压发动机燃烧室的蒸发式火焰稳定器方案,采用PDF燃烧模型对其燃烧特性及供油匹配进行了流动及两相燃烧数值模拟与分析,重点研究了不同主燃区/局部供油匹配以及不同主燃区供油浓度分布等对燃烧性能的影响,获得了燃气温度峰值与均匀性相对优化的供油方案。     

空间机器人抓取未知目标的质量特性参数辨识

根据动量守恒定理,研究了单臂自由飘浮空间机器人抓取未知目标的质量特性参数辨识问题。已有文献中基于动量守恒原理进行的参数辨识只适用于系统线动量和角动量为零的情况,当两者不为零时无法得到正确的辨识结果。为解决此问题,本文首先在惯性系而非本体系下推导得到了机械臂抓取未知目标后的系统线动量和角动量,保证了其各分量的守恒特性。然后基于此特性,通过在轨测量两个时刻机器人本体的线速度、角速度以及机械臂各关节的角速度和转角信息,建立了含有未知目标质量特性参数的动量增量方程。最后根据三组测量信息,从联立的动量增量方程组中求解得到未知目标的质量特性参数。数值仿真表明,此方法在系统线动量和角动量为零和不为零两种情况下都能实现高精度的参数辨识,同时还避免了方程求解的奇异问题。     

新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究

为设计一种新型宽速域滑翔飞行器,基于无粘锥导乘波设计理论,设计了Ma=4和Ma=8状态下的乘波构型,并将其进行"串联"拼接,得到一类新型宽速域乘波飞行器。采用数值模拟方法对此类飞行器的气动特性进行了研究,得到其流场特征和气动特性。结果表明,采用新型"串联"高超声速乘波飞行器,其气动性能在宽速域范围内比单马赫数条件下的乘波飞行器气动性能更优。"串联"乘波体的升阻比随马赫数的增加而变大,当Ma>8时,其气动特性变化不明显,最大升阻比接近3.2,在设计马赫数范围内,升阻比不低于2.6。升阻比随攻角的增加先变大后减小,在3°攻角时升阻比最大。在Ma=6时,基准模型-1的最大升阻比为4.714,"串联"乘波体的升阻比达到3.48。     

极化相关微波辐射计通道串扰影响分析及其校正

对于采用相关检测体制的全极化微波辐射计,通道互耦和相位不平衡使得接收机各个通道间发生串扰,从而导致该类型辐射计的定标有别于传统的两点定标。文章首先结合实际因素分析了通道互耦和相位不平衡的来源,建立了全极化辐射计接收机模型,然后以该模型为基础,从复信号的传输角度出发分析了通道互耦和相位不平衡对Stokes矢量测量的影响,结合风场反演对定标精度要求,给出了通道隔离和相位不平衡控制范围,最后对可用于校正通道串扰影响的全极化定标标准进行了仿真验证。     

利用CRISM数据探测火星表面含水矿物及其演化

火星表层矿物识别是了解火星大气环境变化、表层地质环境的关键因素。通过确定火星表层矿物,分析矿物特性,了解火星的环境状态、地质演化以及火星的未来适居性。火星勘测轨道器(Mars reconnaissance orbiter,MRO)上搭载的紧凑型侦察成像仪(compact reconnaissance imaging spectrometer for Mars,CRISM)是针对火星矿物探测的最新的高光谱成像仪,以很高的光谱分辨率覆盖可见光至近红外波段,为火星表面的矿物分布及区域填图提供了可能。通过光谱匹配及计算CRISM光谱参数综合产品,分析了火星Jezero以及Holden撞击坑内的矿物成分及其演化。Jezero与Holden因其复杂而关键的地质特征,被列为火星2020登陆任务的备选登陆点。对这两个地点的矿物探测与填图分析不仅可进一步分析火星典型地质特征以及演化,而且还可以为未来的火星登陆点分析提供现实意义。在研究区域已检测到与水成蚀变相关的含水硅酸盐类以及碳酸盐类与含水硫酸盐类。水合矿物增加了这些区域曾经含水的可能性,且矿物的多样性表明研究区地质环境经历了不同的变化,其中Jezero地区不同于火星的绝大多数地区从中性环境到酸性环境的演化,有可能经历了从中性环境到碱性环境的演化。     

尖楔前体飞行器FADS系统驻点压力对神经网络算法精度的影响

针对尖楔前体（类乘波体）飞行器用嵌入式大气数据传感（FADS）系统存在建模困难及解算模型精度低的问题,首先采用BP神经网络建模代替传统的FADS系统空气动力学建模的方法,建立含有双隐含层的四层神经网络模型,然后通过合理选择网络结构参数及训练验证,对FADS系统的攻角进行解算,最后对驻点压力对算法精度的影响进行研究。结果表明,本文建立的含有双隐含层的四层神经网络模型精度较高,攻角测试误差小于 0.25°; 驻点压力是否作为输入参数对FADS系统神经网络算法求解精度影响较大,攻角测试误差相差达0.1°。在飞行器前缘半径允许的情况下,应尽量得到驻点压力用于解算攻角,提高解算精度。     

任意周期信号非相干测距技术研究

飞行器测控系统上、下行链路信号关联性越小,则信号体制的可选择性越大,有利于在飞行器测控系统中引进先进信号传输处理技术并提高上下行信号设计的灵活性。分析了传统相干与非相干测距技术的不足;在比相测距法原理基础上,推导出利用任意周期信号实现飞行器非相干测距的方法;对影响测距指标的距离模糊问题、测距精度问题进行了研究分析;对所研究的方法进行了数值仿真。结果表明采用此方法不仅可使测控系统上下行信号设计达到独立设计的目标,而且在保证同等精度要求的条件下,上下行链路信号体制可通过不同形式进行组合使用,在现有传输体制基础上可进一步降低测控信号设计的复杂度,适用于空天、临近空间及航空等不同环境下的飞行器测控与信息传输应用。     

下腹板长度对单边膨胀喷管性能的影响

在落压比为4~60范围内,对两个不同下腹板长度的单边膨胀喷管模型进行了试验研究,得到了其壁面静压分布,并对4种不同下腹板长度的喷管模型进行了数值模拟研究,获得了总体性能参数.结果表明:在整个落压比范围内,喷管流动都呈现很强的三维特征,而且在高落压比条件下上膨胀面两侧边气流出现了横向分离.喷管轴向推力系数峰值随下腹板长度增大而增加,峰值对应的落压比也逐渐增大并趋近设计点.在落压比为30~80范围内,轴向推力系数随着下腹板长度增大而增加,在设计点轴向推力系数的最大值和最小值相差约1.8%;在特定低落压比条件下,较短下腹板长度的喷管具有高的轴向推力系数.气流矢量角随下腹板长度增加而增大,在设计点最大值和最小值分别为6.03°和-1.83°.      

Design and Performance of an Improved Trapped Vortex Combustor

 A trapped vortex combustor (TVC) has been a very promising novel concept for it offers improvements in lean blow out, altitude relight, operating range, as well as a potential to decrease NO_x emissions compared to conventional combustors. The present paper discusses the improved designs of the new combustor over the prior ones of our research group, including that: a) the overall dimensions, both axial and radial, are reduced to those of an actual aero-engine combustor; b) the air flow distribution is optimized, and especially 15% of the air is fed into the liner as cooling air; c) a straight-wall diffuser with divergence angle 9癷s added. A series of experiments (cavity-fueled only, under atmospheric pressure) has been conducted to investigate the performance of the improved TVC. Experimental results show that at the inlet temperature of 523 K, the inlet pressure of 0.1 MPa, stable operation of the TVC test rig is observed for the Mach number 0.15-0.34, indicating good flame stability; the combustion efficiency obtained in this paper falls into the range of 60%-96%; as the total excess air ratio increases, the combustion efficiency decreases, while the increase of the inlet temperature is beneficial to high combustion efficiency; besides, the optimal Mach numbers for high combustion efficiency under different inlet conditions are confirmed. The outlet temperature profiles feature a bottom in the mid-height of the exit. This paper demonstrates the feasibility for the TVC to be applied to a realistic aero-engine preliminarily and provides reference for TVC design.