固体火箭发动机壳体及喷管模态分析

发动机模态参数是检验发动机有限元动力模型、进行振动响应分析的基本数据.本文选用锥壳单元,介绍了轴对称旋转壳模态分析方法.计算了发动机壳体和喷管的固有频率和振型,并与实验结果进行了对比分析.     

“风云三号”电离层掩星气候学数据处理方法

电离层掩星观测数据具有长期稳定性以及无须定标等优势,在电离层气候学研究中占有重要地位,而有效的数据处理方法是掩星数据科学性、可用性的保障。文章提出的数据处理方法能够根据所选电离层参数的物理特性和太阳活动情况动态调整质量控制阈值,根据数据时间跨度以及空间范围划分不同的时间窗和地理空间步长,并将离散的参数数据映射到全球数据网格中,以提升对不同时期电离层异常廓线的针对性,同时保证数据的可靠,且具有灵活性强、易于模块化的特点。使用FY3-C GNOS电离层掩星数据对该方法的有效性进行了验证,以期为基于电离层掩星数据开展电离层长期气候学研究提供高效的数据处理方式。     

曲面零件五坐标扫描检测路径产生方法研究

针对曲面零件对五坐标扫描检测的需求,在对REVO五坐标旋转扫描测头的技术特征进行分析的基础上,提出了适用于五坐标扫描检测路径规划的球面法,通过测尖运动球形包络面与被测工件曲面的相交线来确定检测路径,测量主要由测尖扫描完成,减少测量机的三轴移动,实现高速坐标扫描测量。     

火箭级间热分离初始阶段流场的数值模拟

针对多级火箭级间热分离这一复杂环境条件下的级间段流场进行了数值研究。计算采用AUSM 有限体积格式,针对相应的流场假设,分别求解了非定常轴对称和非定常三维Faver平均的Navier-Stokes方程。两种计算结果的比较表明,由级间排气口的分布而引起的三维效应主要集中在喷管与火箭外壳所围成的空腔内部,而喷管内部由于流速很高,排气口带来的三维效应对管内上游流动影响很小。计算结果可为级间分离段和发动机热防护的设计提供参考。     

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。     

缓冲气囊展开与缓冲着陆过程的仿真分析

文章基于显式有限元模型,采用控制体积法对缓冲气囊的展开及缓冲过程进行仿真分析。首先对单个球形气囊进行折叠展开过程模拟,之后依据NASA"猎户座"缓冲着陆器的缩比模型,建立了一个用以评估气囊着陆衰减系统的LS-DYNA有限元模型。分别研究了缓冲着陆器正碰和侧碰对缓冲气囊压力、着陆器的加速度和运动的影响。并与文献进行对比验证,计算结果表明数值模拟的正确性。     

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。      

CH4/Air反扩散射流火焰多组分同步PLIF诊断

多组分同步平面激光诱导荧光技术在研究火焰结构和燃烧反应中间产物二维分布等方面有着重要作用。为了研究CH₄-Air反扩散射流火焰,搭建了OH/CH₂O/丙酮（Acetone）多组分同步平面激光诱导荧光实验系统。系统由2套激光器、2部ICCD相机、1组时序控制器以及光学系统构成。通过对不同组分物质分子有效激发策略、时序控制方法以及双ICCD成像技术进行了分析,最终实现了对火焰反应区、预热区以及燃料分布区域等火焰结构信息瞬态测量及可视化。基于该实验系统,对反扩散射流火焰进行了实验研究。研究结果表明,反扩散射流火焰形式既不同于传统的预混火焰,也不同于常规的扩散火焰,更多表现为部分预混的扩散火焰;较之OH*化学发光成像,多组分平面激光诱导荧光结构更能准确认识火焰的基本形态和燃烧模式,在基础燃烧和工业研究中都具有重要的应用价值。     

固体火箭发动机喷管壁窜火故障的试验研究

针对某大型固体火箭发动机在试车中后期出现的喷管后侧持续冒小火和试车后期出现的喷管扩散段前部窜火故障，进行了模拟试验。结果表明：如果在喷管扩散段的中、后部壁上有侧孔（此孔无论是烧穿形成，或其他原因形成），并在侧孔处有阻挡气流的物件，使该处的气流局部滞止，即能造成喷管后部侧孔窜火。发动机喷管经常出现的扩散段前段窜火，则是由于喉面下游壁厚烧薄到一定程度，当地的静压就能使火苗窜出。