基于数值的弧齿锥齿轮齿面啮合点位置分析的拟赫兹法

在已知弧齿锥齿轮齿面网格的条件下,分析了单齿啮合时弧齿锥齿轮齿面弹性变形对轮齿啮合点位置的影响。为此,首先形成一整套刚性齿面啮合点的数值计算方法;然后,采用赫兹接触理论计算齿面弹性变形,确定齿轮轮齿的微小转动及由此引起的啮合点位置的变动。将齿轮因齿面变形而产生微小转角,继而进行齿面啮合分析的过程定义为拟赫兹接触分析。结果表明,齿面弹性变形引起的齿轮轮齿的微小转动对啮合点的最终位置有一定的影响。      

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响;以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。     

排气式气囊最大过载特性研究

文章通过对排气式气囊进行数学建模,研究了排气式气囊的整个缓冲过程。并通过对模型的分析和对圆柱形排气式气囊的仿真计算,得到了圆柱形排气式气囊的尺寸、初始参数等因素与最大过载之间的关系。仿真结果对数学模型进行了很好的验证,可以为后续气囊的设计试验提供帮助,并为中国下一步开展月球及火星着陆探测等深空探测任务提供一定的参考。     

暂冲式高速风洞流场控制系统建模与仿真

为满足中国空气动力研究与发展中心的2.4m跨声速风洞流场品质改进的需要,有必要建立一个高效的风洞流场控制模型作为控制器设计的验证平台。由于难以建立精确的空气动力学模型,且2.4m 跨声速风洞长期运行积累了大量的试验运行数据的实际,数据建模成为建模方法的首选。在硬件上,建立了基于反射内存技术的流场控制仿真系统,以获取现场采集的数据。建模方法采用数据建模方式,主要是利用系统辨识理论,将整个系统看成是一个“黑箱”,利用现场采集的数据来确定系统的参数和输入输出间的映射关系。采用以非线性自回归滑动平均模型(Non-linear Auto-Regressive Moving Average Model with Exogenous Inputs,NARMAX)作为风洞系统的数据模型,应用互信息法、曲线拟合法和伪最近邻点法分别确定了模型中采样间隔、时间滞后以及阶次3个参数。对比了最小二乘线性回归、BP 神经网络以及最小二乘支持向量机(LSSVM)3种方法对模型的拟合效果,确立了最小二乘支持向量机作为最终的拟合方法。为了提高仿真的精度,根据风洞运行的特点,将其整个过程划分为冲压、启动和调节3个阶段,分别建立了各个阶段的子模型。由于风洞系统是一个多输入多输出系统,并且延迟和阶次较大,采用了基于信息熵的数据压缩方法,实现了简化子模型规模的目的。最后,采用多模型融合的方法将各个阶段的子模型通过加权的方法来完成融合,从而构建起整个风洞系统的模型。稳定段总压和驻室静压分别通过所建模型得到,最后通过马赫数的计算公式得到试验段马赫数值。仿真结果表明:所建模型在运行包络线范围内的试验工况下,总压预测精度达到0.1%、马赫数预测精度基本达到0.001,达到了研究的目的。该项工作的开展较为系统地建立了暂冲式风洞的流场控制模型,建立的模型将为下一阶段基于现代控制理论的控制器设计奠定基础。     

高超声速进气道附面层分离无源被动控制

为了控制超燃冲压发动机进气道唇口反射激波诱导的附面层分离,根据其流动特征,提出了附面层泄除-吹除互相驱动的自适应、无源、被动控制方案。并采用空间HLLE格式、LU-SGS隐式推进、多块结构网格的有限体积法数值模拟程序对该流动现象进行了数值模拟。数值结果表明,施加自适应无源被动控制后,分离区长度减小为无控制时的45%,控制区域的总压恢复系数和流场均匀性提高。从而证实了自适应、无源、被动控制抑制高超声速进气道附面层分离的可行性。     

微型涡喷发动机燃烧室设计研究

设计了微型环型燃烧室,并对其燃烧过程进行数值模拟,同时根据模拟结果对燃烧室进行了优化设计及二次计算.计算中入口边界参数采用等熵数值计算结果,喷雾性能参数通过试验获得,考虑了湍流化学反应、热辐射、液滴的蒸发及二次雾化等情况,计算结果可以较为准确地反映燃烧室的实际燃烧情况.对优化设计前后的模拟结果进行比较分析,结果表明优化后的燃烧室设计合理,燃料可以充分燃烧,各项性能参数基本符合设计要求,能够为燃烧室的进一步优化设计提供改进依据.      

弯曲激波压缩型面的设计及数值分析

分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。     

远程测发控系统在无人值守期间对部分故障的远程定位

首先要建立模拟量与数字量被合理分配、灵活应用的测控体制,然后再 开始解决一些目前无法进行远程处理的问题;选择一款有助于实现总体方案的 高可靠性数模设备也是设计之初重点考虑的问题。     

基于多孔结构的液体管理技术在空间中的应用

针对航天器在轨面临的气液相分离问题,文章在孔隙尺度上分析了基于多孔结构的液体管理技术和相分离特性,梳理了国内外研究中针对多孔结构的毛细润湿、压降以及泡破特性的表征与测试方法。综合多孔结构相分离特性与航天器应用需求,梳理了基于多孔结构的液体管理技术在低温推进剂贮箱、热泵储液器以及热管蒸发器中的应用及优化策略。总结出新型多孔结构强化相分离性能、传热及相变过程对相分离性能的影响、多孔材料的孔隙一致性控制和安装密封技术等需要解决的关键问题,可为相关产品研制和性能提升提供思路。     

弹用“X”,型倒置二元进气道方案与常规正置方案的气动性能对比

为提高来流马赫数范围为2~4的“X”型进气系统大攻角下的稳定裕度,设计并研究了一种倒置二元进气道设计方案,并将其与正置方案进行了比较。结果表明:来流马赫数为2.3~3.5,攻角范围为0°~6°时,倒置布局设计方案总体性能较优,未出现明显激波/附面层干扰问题,能够满足设计要求。在采用相同的进气道设计方案时,倒置布局其迎风与背风进气道结尾激波位置及总体性能参数差异更小;0°攻角时倒置布局临界总压恢复系数与正置布局相当,4°攻角时倒置布局比正置布局高2%~3%,8°攻角时普遍高19%以上,且来流马赫数越高提升幅度越明显,8°攻角下倒置布局总流量系数较正置布局高6%左右。研究还发现,当来流马赫数较低时倒置布局总阻力低于正置布局, 4°攻角时低1.7%;而来流马赫数较高时倒置布局总阻力高于正置布局,4°攻角时高2.0%。