整体式液体冲压发动机分流方案燃烧室试验研究

文中介绍了一种基于现有研究成果设计的突扩燃烧室。在这种燃烧室中,主突扩截面的气流速度降低,但是主突扩比没有改变。在直连式试车台上对该方案进行了试验,使用的燃料为RP-1普通煤油。初步研究结果表明,该方案在大喷管条件下点火起动可靠,燃烧过程比较稳定,燃烧效率高。     

叶轮机超音速非失速颤振边界研究

把叶片简化为具有对称截面、长、直、带预扭的非均匀弹性梁 ,并结合超音速状态下计算由振动引起的非定常气动载荷的气动模型 ,用哈密尔顿原理建立一组旋转状态下失调叶栅气弹稳定性方程 ;这组方程对弯曲—弯曲—扭转之间耦合严重的失调叶栅尤有意义。对一个风扇级进行的气弹稳定性分析结果表明 :失调及其幅度、阶次 ,扭心位置 ,耦合效应及其程度对叶栅气弹稳定性有明显的影响     

涡扇发动机超声速进气道实时数学模型

利用流场计算结果建立了反映飞行马赫数、攻角、斜板角度和风扇进口静压影响的超声速进气道多维实时数学模型。综合该进气道模型、某型涡扇发动机实时数学模型和实时喷管模型，建立了实时的推进系统数学模型。利用此模型研究了飞行马赫数、攻角、斜板角度和出口反压对涡扇发动机工作参数的影响。结果表明，该模型准确度高，实时性好，可完成推进系统的动静态过程仿真计算；并可用于进气道与发动机的匹配以及超声速进气道控制研究。     

一种适合我国在轨卫星液体推进剂剩余量测量的技术方案

比较全面地介绍了适合我国卫星液体推进剂测量的气体注入压力激励方法，对相关应用技术问题进行了分析讨论。该方法可实现推进剂测量误差达贮箱总体积的１％的高精度测量要求，具有很好的开发价值。     

基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟

 针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。     

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。     

一种平尾涡流发生器设计和流动控制研究

平尾的气动特性直接影响飞机的飞行安全,基于改善飞机平尾在负攻角下流动特性的应用需求,设计一种涡流发生器,安装在平尾下表面。通过数值模拟方法研究平尾在不安装涡流发生器和安装涡流发生器两种构型下的流动特征和机理,分析飞机在负攻角下的俯仰力矩特性。结果表明：安装涡流发生器的平尾负失速迎角推迟了4°,负攻角下的俯仰力矩拐点推迟了4°左右,拓宽了飞机的飞行边界。     

重力场测量卫星应用电推进技术

全球重力场的精确测量对于地球物理学、卫星定轨等均有至关重要的意义。对于全球重力场测量卫星而言,其姿态和轨道的保持精度直接影响着全球重力场测量的精度。从重力场测量卫星要求出发,对卫星参数进行了假设,对重力场测量卫星采用离子推进技术的适用性进行了分析。     

边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响

针对方转圆S弯进气道及风扇部件吸入进口边界层的影响问题,采用定常与非定常CFD数值模拟方法模拟并分析了进口吸入不同高度边界层时进气道、风扇部件的总体特性和流场特征,数值结果表明:随着进口边界层吸入厚度增加,进气道出口稳态周向总压畸变指数增大,风扇进口畸变区总压亏损增加、流量系数降低、相对气流角增大。但畸变区范围没有明显增加,进气道和风扇总体性能受进口边界层增厚影响不明显。受风扇增压作用影响,出口气流参数沿周向的畸变度得到有效削弱。