高超声速流动的气体吹除控制方法研究

为了在超燃冲压发动机直连式试验台上得到真实的非均匀试验气流,采用商业软件Fluent对高超声速流动的气体吹除控制进行了数值研究。在试验台喷管和发动机隔离段之间增加了吹除控制段,试验了4种吹除方案。常温空气从位于控制段顶部、侧部和底部的吹除口注入,吹除口包括长槽、短槽和圆孔等,吹除气体的流量为来流流量的8.3%~13.3%。以超燃冲压发动机自由射流计算结果为基准,比较分析了控制段出口截面马赫数分布。结果表明,"顶槽"方案能够得到较为理想的吹除效果,吹除参数优化后可为试验提供指导。     

平衡风速下十字形伞弹系统姿态摆动分析

以一定高度和速度飞行的母弹从其伞弹舱中抛撒伞弹系统群,各个伞弹系统的姿态摆动情况将影响其落点及落角,进而影响其作战效能。采用立式风洞试验和非定常数值仿真(CFD),分析平衡风速下十字形伞弹系统的姿态摆动情况。通过立式风洞试验,可确定柔性伞的外形、伞弹系统的阻力系数和摆动频率,并创新"拉拽式"试验模型的约束方法;采用基于三维N-S方程的CFX软件,进行伞弹系统非定常数值仿真,分析其摆动机理。结果表明:数值仿真得到的阻力系数、法向力系数、侧向力系数及其摆动频率,均与风洞试验结果相吻合,即数值仿真结果能够反映风洞试验中伞弹系统的摆动情况;伞弹系统的流场极不稳定,伞衣内部有一对方向相反、强度交替变化的旋涡,伞衣外部存在不稳定分离流动,二者相互关联,使得气动参数呈周期性波动,导致伞弹系统的姿态摆动。     

攻角与马赫数对进气道起动影响的可比拟性

针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。     

进口探针支杆对1.5级压气机气动性能的影响

为了评估进口测试探针支杆对压气机气动性能的影响,定常计算了包含不同直径、轴向位置、周向位置及形状的探针支杆的1.5级压气机特性线。结果表明,较无进口探针支杆的工况,带探针支杆的压气机特性线整体向左下方偏移。圆柱型支杆较迎风面积相同的长条型支杆而言,使压气机特性线衰减更严重;随支杆直径增加,压气机特性线偏移量增大,5mm,10mm及20mm的支杆使压气机平均效率分别降低0.8%,1.32%及2.28%;支杆周向位置、轴向位置对压气机特性线无影响。分析定常及非定常数值计算结果发现,当支杆尾迹引起的进口气流角脉动位于进口导叶不敏感角范围内时,导叶的整流作用使导叶下游压气机性能不受进口支杆的影响。     

高压涡轮导叶冷却结构对热应变特性的影响

为了研究燃气轮机起动过程中导叶冷却结构对热应变特性的影响,基于气热耦合的方法,对具有尾缘劈缝冷却结构和叶根排气冷却结构的高压涡轮导叶热应变特性进行数值研究。通过研究导叶的气动特性和传热特性,计算获得导叶表面的对流换热系数,并以换热系数作为热边界条件进行热-结构耦合求解,得到导叶在燃气轮机起动过程中的瞬态热应变场。研究结果表明:燃气轮机起动的前10s以及50s之后,冷却结构对导叶热应变影响较大;劈缝结构导叶的最大热应变比叶根排气结构最大热应变大47%;叶根排气结构热应变特性更优于尾缘劈缝结构。     

基于变分贝叶斯的自适应鲁棒滤波算法

针对组合导航姿态估计中,观测同时受到野值与时变观测噪声影响的问题,构造一种基于变分贝叶斯的自适应鲁棒滤波算法。该算法可以有效地解决自适应与鲁棒滤波策略的矛盾,利用变分贝叶斯近似估计变换的观测噪声,在变分贝叶斯的滤波框架内,利用Huber滤波鲁棒化方法处理连续野值。在组合导航姿态估计试验中,验证了该算法具有良好的自适应与鲁棒性,并能够保持较高的估计精度。     

黏性对高压空气弹射装置内弹道性能的影响

针对高压空气弹射装置中,气体黏性流动造成的内耗散和沿程损失对内弹道性能的影响,结合高压下空气黏度公式,重点考虑低压室内的黏性流动,得到了未充分发展黏性流体在非定常状态下的能量损失计算方法。基于高压空气真实气体效应分析,建立了考虑气体摩擦的高压空气弹射内弹道数学模型,进行了数值求解。对比结果表明:气体摩擦效应对快速、瞬时过程造成的干扰量较小,对象宏观特性变化不大,低精度系统中可忽略不计。通过对结果的规律性进行探究,发现摩擦效应降低了有用功的转化率,减缓了气体膨胀速率,造成低压室压力的非均匀分布、高压室到低压室的质量流量波动和弹体初始时刻的碰撞。      

固体冲压发动机喷管用C/C-SiC复合材料

采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺制备固体冲压发动机用C/C-SiC复合材料喷管内层,综合考查复合材料的微观结构、弯曲性能和抗烧蚀性能以及固冲发动机C/C-SiC喷管内层水压和点火实验。结果表明:复合材料的弯曲强度达到197 MPa,且断裂破坏行为呈现典型的韧性模式;复合材料具有优异的抗氧化烧蚀性能,氧化烧蚀200 s后线烧蚀率仅为0.0063 mm·s-1;研制的C/C-SiC复合材料构件的水压爆破压强为6.5 MPa,表明构件具有良好的整体承载能力;C/C-SiC复合材料喷管内层高温综合性能通过了固体冲压发动机点火实验考核。     

基于早期数据的航天测控软件缺陷预测

为提高航天测控软件的质量与可靠性,提出一种基于改进的PSO-SVM(Particle Swarm Optimization-Support Vector Machine,粒子群优化支持向量机)方法的航天测控软件缺陷预测模型。针对航天测控软件领域特征,构造了基于软件生命周期的软件度量集,并收集了实际航天测控软件的度量和缺陷数据,通过对软件历史版本数据的学习,在软件当前版本的生命周期早期数据的基础上进行缺陷预测。实例应用结果表明,采用历史版本软件数据对当前软件版本进行缺陷预测,从全局来看可达90%的预测准确度。因此,该方法可用于对航天测控软件的缺陷预测。     

商用飞机成本指数方法及其案例研究

成本指数功能是现代商用飞机设计中不可或缺的功能之一,是航空公司实际运营过程中节约成本的有效手段。描述了商用飞机成本指数和经济飞行速度的定义与计算方法,并选取了典型支线飞机作为案例,验证了该计算方法的正确性和实用性。可用于航空公司实际飞机运营和飞机制造商经济飞行速度功能的开发。