固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究

根据固体火箭发动机内绝热层烧蚀环境,设计研制了一种绝热层烧蚀试验发动机。利用该发动机不仅可进行绝热材料配方筛选,而且通过调节压强、流速及冲刷角进行缩比发动机烧蚀模拟试验和各种烧蚀率影响因素分析。在大量实验研究的基础上,提出了一种能较精确测量绝热层烧蚀率的测试方法和实验评定方法。分析了发动机工作压力、流速、气流冲刷角、裂纹,脱粘、气孔、夹层及搭接缝对绝热层烧蚀率的影响。测试结果与实际发动机解剖数据有较好的一致性。     

双向旋转变喉面流量调节阀热应力分析

以ANSYS软件为工具,时均化N-S方程、RNGkε-湍流模型和傅里叶热传导模型为基础,建立三维面对称纯气相流动和固体热传导模型;采用流固耦合的方法,设置流场和固体区域交界面为热耦合面,分析了喷管内流场特性和喷管体与轴阀固体区域的温度、应力分布。结果表明在喷管喉部圆柱段的温度最高,调节阀的等效喉部段和等效扩张段出现了应力集中的现象,两者都随轴阀转角的增加、工作时间的延长而增大。     

亚热带气象条件下直升机雷达罩常见损伤及设计对策

本文通过对亚热带气象条件下使用的部分直升机雷达罩故障统计及分析,给出了雷达罩系统在亚热带高盐雾地区使用时外观及性能的变化规律以及常见的结构损伤形式,为直升机雷达罩在该类地区更合理地使用及维修提供了较为准确的依据。同时,通过分析对比,本文还给出了亚热带气象条件下使用的直升机雷达罩在设计及制造时可以借鉴的基本原则。     

TC11/TC17钛合金线性摩擦焊接头组织与性能

针对航空发动机钛合金整体叶盘的典型材料TC11和TC17开展对异种钛合金线性摩擦焊的研究,其中包括飞边形貌、接头组织及拉伸性能等.研究结果表明:TC11/TC17异种钛合金线性摩擦焊沿振动方向的飞边较长;焊接接头明显分为3个区域:母材、热机械影响区和焊缝区,其中TC11母材为双态组织、TC17母材为网篮组织、热机械影响区的组织沿着受力方向被拉长,焊缝发生了动态再结晶,组织为等轴晶.拉伸测试结果表明:接头的抗拉强度及屈服强度能达到与TC11等强,拉伸试样均断在TC11母材一侧,随着测试温度提高,强度呈线性下降趋势;而断面收缩率均超过TC17母材,随着测试温度提高,变化不明显.     

基于动态因子的粒子群算法在航路规划中的应用

粒子群优化PSO(Particle Swarm Optimization)因其实现容易、精度高、调整参数少、收敛速度快等优点而在解决优化问题中得到了广泛的应用。分析了惯性权值及加速度因子对粒子群算法优化性能的影响,进而提出改进粒子群算法的方法:线性或非线性动态调整惯性因子,从而有效地提高算法的搜索能力;进行了仿真实验,仿真结果表明改进后的算法在全局搜优的速率与精度方面均有明显提高。     

基于拓扑优化的飞机垂尾设计

提出改变传统的机翼设计方式,引入拓扑优化的方法对飞机垂尾进行结构优化设计,根据设计要求对其进行模拟仿真,找出最佳传力路径,并根据该路径找出垂尾的最佳结构形式;同时在优化设计过程中,采用了形状优化等对其进行二次优化：对拓扑优化的结果进行完善,得到更合理的材料布局形式,意在将结果推广到三维的实际设计当中,并得到更广泛的应用。     

空间绳系组合体拖曳动力学分析及振动控制

空间绳系捕获系统捕获目标物后的组合体在拖曳离轨过程中常产生振动,为此,建立了切向连续推力作用下的空间拖曳绳系组合体面内动力学模型,并对模型进行了横向摆动与纵向振动耦合分析。针对组合体的纵向振动问题提出了一种以张力控制为内环、速度控制为外环的双闭环振动控制策略。进行了振动控制仿真分析,并根据动力学的相似性,建立地面模拟实验系统,仿真与实验结果表明该控制策略可迅速抑制组合体纵向振动、减小系绳冲击并可避免出现系绳松弛现象。     

火星车低气压无风热环境模拟试验技术

为模拟火星车工作时所处大温差、低气压环境,文章以自主研制的调温热沉系统和压力控制系统为依托,实现试验容器热沉系统温度在-135~27℃间任意快速调节,均匀性优于±5℃;试验容器内气体压力控制值与目标压力值之差在±10 Pa之内。在国内首次完成无风环境下的火星车温控模拟舱验证试验,为火星车热分析模型修正以及后续火星车有风热环境试验提供了参考。     

火箭发动机超声速过膨胀射流气动噪声特性研究

采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。     

激光跟踪仪在交会对接微波雷达多径试验中的应用

交会对接微波雷达多径试验是在地面模拟两个飞行器在轨交会对接过程中由舱体表面及遮挡对微波信号造成反射干扰的一种试验,其目的是验证激光雷达系统功能及安装位置的合理性。在近20 m远的距离上,对飞行器舱体上的微波雷达天线和微波应答天线进行角度及距离的精确测量。文章通过对试验环境、测量项目分析及不同精测方案比对,采用激光跟踪仪直接测量舱体结构,获得了准确的基准数据,有助于指导微波雷达在飞船轨道舱上的精确安装和提高交会对接微波雷达多径试验的精度。激光跟踪仪首次应用于交会对接微波雷达多径试验,相比经纬仪在航天器基准测量中具有更大的优势。