微重力下球形贮箱内液体晃动有限元模拟

以卫星球形贮箱为研究对象,用任意拉格朗日-欧拉(ALE)法建立了数学模型,给出了计算的基本方程,并基于MSC-Dytran有限元程序,对常重力和微重力环境中贮箱内推进剂的晃动进行了数值模拟。结果表明,微重力环境中液体更易发生大幅晃动,甚至产生飞溅,工程中常用的等效力学模型已不再适用,而有限元数值模拟方法可较好地解决该问题,为卫星及大充液复杂结构航天器控制系统的设计和分析提供理论参考。     

基于流动显示的翼尖涡不稳定频率测量

翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不稳定模态的频率,2种方法得到的频率相对误差最大不超过5%。研究结果表明:涡对的空间运动通常展现出长波与短波模态的耦合,涡核的高频短波振荡耦合在低频长波摆动中,以前者为主要含能模态;短波不稳定性的无量纲振荡频率随雷诺数的增大而增大、随机翼攻角的增大而减小。      

一种基于系统误差自动补偿的编队目标航迹精细关联算法

为解决编队内各目标航迹精细关联的难题,按照编队目标航迹的特点,结合误差估计技术及航迹关联技术,提出了一种基于系统误差自动补偿的编队目标航迹精细关联算法,该算法首先基于循环阈值模型对各传感器获得的航迹进行编队识别,并按编队中心航迹完成编队航迹的整体预关联,然后基于编队航迹状态识别模型,搜索或建立分辩状态最接近的预关联编队航迹,并基于编队航迹系统误差估计模型和误差确认模型,获得最终的系统误差估计值,自动完成系统误差补偿,最后利用传统的航迹关联算法进行编队航迹的精细关联。经仿真数据验证,与基于目标不变信息量的模糊航迹对准关联算法和基于航迹迭代的航迹对准关联算法相比,该算法具有耗时少、关联性能有效稳定等综合优势,能较好的满足工程上对系统误差下编队内目标航迹的精确关联需求。     

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

涡轮导叶前缘多排孔冷气掺混数值模拟

针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡轮很接近;冷气径向喷射角减小,真实孔模型导叶表面温度下降了8%~16%,而点源项模型导叶表面温度降低了21%~23%.在工程实际中不能将点源项法计算结果用作定量评估依据.      

用小支板及凹腔组合提高火箭冲压组合发动机的燃烧性能

为了研究RBCC亚燃模态的高效稳定燃烧,对小支板及凹腔结合的火焰稳定及燃烧组织方式进行多次试验研究,结果表明,凹腔与支板的火焰稳定及燃烧组织方式能有效地改善燃料的燃烧性能,提升燃烧室压强,凹腔与支板相对位置对燃烧的放热位置及燃烧性能也有影响。为了进一步研究燃烧流场内部参数变化,选取其中一种试验工况进行数值模拟,结果表明,在RBCC混合燃烧模式中,采用支板与凹腔组合的火焰组织及稳定方式,能够在较短距离实现煤油的高效燃烧,获得较好的燃烧性能,并且可以从中发现热力喉道的形成与凹腔的后斜壁收缩有关联,在实现稳定高效燃烧的条件下,获得直扩的双模态燃烧室内较为稳定的热力喉道。     

直升机风挡及附属结构抗鸟撞性能分析

建立直升机前机身风挡及附属框架有限元模型,根据鸟体材料特性,建立了基于Lagrange元的鸟体有限元模型。考虑撞击风挡框架及玻璃中间部位两种工况,利用基于多学科的MD Nastran显式非线性方法,设置鸟体与撞击部位的接触方式及撞击时间,并求得撞击过程的时间步长,分析每个步长下风挡玻璃及附属结构的动态响应,绘制它们的最大应力及变形变化曲线,对比设计要求,最后得出:风挡玻璃及附属结构满足抗鸟撞设计要求。     

超燃冲压发动机双凹腔燃烧室氢气燃烧流场分析

为了比较超燃冲压发动机中双凹腔燃烧室相对于单凹腔燃烧室在促进燃烧方面的优势,运用高速摄影仪拍摄了氢气当量比为0.07时燃烧室中的火焰情况,结合数值仿真结果,得出如下结论:小当量比情况下氢气燃烧很稳定,燃烧区域主要集中于前凹腔的剪切层和该凹腔所围成的三角区以及该凹腔下游壁面位置,燃料喷口周围没有火焰;无论是串联凹腔燃烧室还是并联凹腔燃烧室,相同条件下燃烧时壁面压力均比单凹腔燃烧室高,串联凹腔之间的回流区为燃烧提供了有利的条件;在一定范围内,串联凹腔之间的距离越近,燃烧放热越集中,壁面压力越高.      

静电场对轴对称射流雾化效果的影响

设计和组装一台实验装置,研究了柴油通过压缩空气进行喷射时,静电场对轴对称射流液体的浓度分布影响。结果表明：在无电场作用时,随着靶盘距喷嘴距离的增加,液流浓度逐渐减小;当喷雾压力增加时,射流轴线上的液流浓度变化较大;随着距轴心线距离的增加,液流浓度的变化逐渐趋于平缓,最后基本达到稳定。在静电场作用时,随着电场强度逐渐增大,液流的雾化分布与增加空气压力时液流的雾化分布具有基本相同的特点,电场强度对射流轴线上液流浓度的影响最为明显。利用实验结果拟合了液流浓度的准则关系式,得到了无量纲坐标内液流浓度的变化规律,为获得最佳雾化效果的设计提供了参考。     

控制器故障下的软件定义机载网络数据平面迁移策略

软件定义网络（SDN）为突破机载网络功能僵化所造成的瓶颈提供了新的契机。针对软件定义机载网络控制域内控制节点故障问题,提出一种基于时延和负载均衡的传输节点迁移策略,将故障控制节点所管控数据平面中的传输节点迁移至其他正常控制节点,恢复网络的正常管控。以迁移时延和负载均衡率为目标,建立迁移优化模型,提出基于时延和负载均衡的传输节点迁移算法,指导数据平面中的迁移动作,最终对两个性能目标进行综合权衡。实验结果表明,与距离就近迁移（DCM）策略和分布式逐跳（DHA）策略相比,所提策略在迁移时延和负载均衡率2个方面进行了合适的折中,避免出现迁移时延过大或控制节点负载失衡的情况,有效解决机载网络故障恢复问题。