用模型喷管模拟研究发动机组外向辐射传热

根据热辐射理论，分析空间发动机外向辐射会传热的基本特点，得出在地面用模型喷管－电热喷管缩比件模拟这一传热现象的必要条件为两者几何相似，壁面热流密度q以及表面黑度ε相等。可行性分析为地面模拟试验提供了科学的依据，其结论可用来指导试验。     

压气机模型减缩RCS试验研究

减缩压气机RCS的后向散射,是降低进气道RCS主要技术途径之一,本文通过缩比压气机模型涂敷RAM不同方案的试验研究,获得的最佳涂敷RAM方案,在小方位角时能达到降低9.3～9.7dB的最佳效果。同时指出,这一成果的应用,还有许多技术工作要做。     

液体火箭发动机燃烧室声腔建模方法研究

基于数值模拟技术及有关振动理论,提出了一种建立液体火箭发动机燃烧室声腔模型的方法。为验证方法的可行性,建立了用于带声腔燃烧室全场数值模拟的分区解法,利用这两种方法对同一过程进行的计算表明建模方法是可行的     

离子液体电喷推力器工作机理研究进展

离子液体电喷推力器易于小型化,具有比冲高、推力精度高的特点,适用于微小卫星、太空引力波探测等领域,具有较大发展潜力。对电喷工作机理的认识与研究,不仅能够促进离子液体电喷推力器在工程中的应用,同时也为未来的进一步发展奠定基础。基于此,本文首先回顾了电喷推力器的发展历程及现状;其次以离子液体电喷推力器3个基础工作过程为出发点,对其锥射流形成及发射机理、束流模式及引出特性、羽流自中和机制进行了基础理论介绍与研究现状的总结;最后对离子液体电喷推力器未来的工作机理研究方向和工程应用发展方向提出展望。     

模糊数学在飞行试验数据处理中的应用

介绍了模糊数学在数据处理中的两类典型应用，以模糊集合思想为基础，利用布尔代数特有的性质，经广义相似计算，建立了发动机飞行任务剖面样本的隶属函数模糊矩阵；并用平方法检验该矩阵是否满足模糊等价条件，在满足时选取不同阈值进行动态聚类，在此基础上确定发动机典型任务剖面，通过对飞行试验数据预处理以及外场调查，共取得１１８个架次过载系数最大值样本，最得各种模式概率密度函数和分布函数，并应用模糊数学模式识别方法     

恒热流斜板自然对流边界层的稳定性研究

对恒热流条件下的斜板自然对流边界层的稳定性进行了分析及数值模拟.研究发现在一定的倾角和Prandtl数范围内,三维波可存在两种不稳定模态,其临界频率分别接近于重力内波和二维T-S(Tol-mien-Schlichting)波的频率.更为特殊的是,在适当条件下该三维波模态可比二维T-S波更不稳定.这一看似违反Squire定理的结果是由于控制方程中的浮力项造成的.数值模拟初步验证了三维波的临界特性.由于稳定性总是同层流至湍流的转捩过程密切相关,计算结果可为高效换热翅片的设计提供理论依据.      

基于相关分析的航空透明件弹性常数超声测定

航空透明件属于关键部件,主要包括飞机风挡、座舱盖和窗玻璃等,要求有足够的结构强度和长的使用寿命。由于现代飞机性能不断提高,对透明材料的性能也提出更高要求。材料常数的测定对于研究新材料、合理使用现有的材料、改善材料性能、检测缺陷与应力状态以及预估其使用...     

基于深度森林的卫星ACS执行机构与传感器故障识别

针对卫星姿态控制系统（ACS）闭环回路的故障难以辨识的问题,引入深度森林算法,实现执行机构与传感器故障识别。首先针对可获取的少量卫星姿态控制系统遥测数据,结合系统动力学特性,研究合适的特征选择和特征提取方法,再结合深度森林算法进行故障信息学习与辨识,建立故障预测模型,实现执行机构故障与传感器故障的识别。半物理仿真结果表明：在存在气浮台干扰力矩、卫星转动惯量未知、飞轮非线性特性、闭环故障传播等多种不利因素情况下,深度森林算法对于执行机构和传感器故障具有高效的识别能力。     

负压力指数固体推进剂压力响应特性研究

多喷管高频工作的固体姿轨控发动机,随着喷管等效喉部面积变化,燃烧室的压强会出现波动,波动的数值与推进剂的降压/升压特性、瞬变燃烧响应特性以及推进剂压力指数相关;而使用负压力指数推进剂减小了喷管等效喉部面积变化时燃烧室的压强波动,降低了阀门切换过程中压强的爬升时间。本文针对两个配方的负压力指数推进剂,开展三姿控多工况高频切换实验,通过旋转阀方法研究阀门在三种高频切换下的动态响应特性和燃烧室压强状态,可知,两个配方的负压力指数推进剂在同一工况高频切换过程中的降压速率均大于升压速率,升压过程的特征时间均大于降压过程的特征时间;负压力指数小的推进剂的降压和升压过程的特征时间更小。     

固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究

某固体火箭冲压发动机导弹存在着航程阻力大、静稳定性差、平衡攻角偏大、舵效偏高等一系列问题。根据导弹的基准外形,结合相关理论,对影响导弹气动性能的关键部件进行了分析与比较研究,并对外形进行改进,建立了一系列差异化几何模型。用 FLUENT 软件,对导弹在不同攻角条件下外流场进行数值计算,得出了各模型的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化规律以及表面的压力分布情况。计算结果表明,就设计目标考虑,采用改进后的大进气道、小弹翼、舵面边条、后掠舵面和水平尾翼布局的模型性能最优。为进一步研究该最优布局下各关键部件对导弹气动性能产生的影响,进行了组拆选型风洞试验。试验中将这些关键部件逐步组装到光弹体上,前后共测试了16种模型状态,经对比分析,确定了气动性能最优的外形,且该最优外形与数值计算所确定的最优模型一致。随后对该最优气动外形的导弹进行全弹风洞测力试验。试验表明,相较于基准弹,优化后的导弹模型各项气动性能均有所提高,其中,轴向力系数数值减小了3%~4%,纵向焦点位置平均后移3%左右,平衡攻角较基准弹减小1.5°(60%)左右,对质心的俯仰舵效减小了40%左右,滚转舵效减小了35%左右。试验结果与同条件下的数值计算结果吻合较好,同时这也验证了导弹气动优化过程中 CFD 数值计算方法的合理性。