喷射方式对煤油超声速燃烧性能影响的数值研究

为了优化超燃冲压发动机燃料喷注系统,提高燃烧性能和发动机可靠性,基于串联凹腔燃烧室构型,对不同燃料喷射方式下液态煤油超声速燃烧进行了三维数值研究,着重分析了壁喷与环喷两种燃料喷射方式对燃烧室性能的影响,并与试验测得的壁面静压数据进行了对比。研究结果表明,环喷改善了掺混效果,使燃料在流道中分布均匀,使其燃烧效率比壁喷提高了4.36%;两种喷射方式下沿程总压损失基本相当,在出口处总压损失了约50%;在第二排喷点下游,环喷得到的CO₂分布范围比壁喷大,且更均匀,体现了其促进燃烧的特性;环喷因燃料动压比较壁喷的小,故其燃料穿透深度比壁喷小。综合来看,建议在相同的燃料当量比下,选择壁喷方式,以简化燃料喷注系统,提高发动机的可靠性。     

无热子空心阴极冷启动特性研究

为了研究无热子空心阴极冷启动特性,测量了点火电压、供气流量、触持极与发射体间距等对空心阴极的点火及放电特性的影响。随着空心阴极点火电压从200~600V逐渐升高,阴极冷启动过程分成了未点着过程、过渡过程和稳定点着过程。稳定点着过程分成了击穿和自持两个阶段;在过渡过程中随着点火电压升高,冷启动时间逐渐缩短;在1~9sccm范围内逐步增大供气流量,无热子空心阴极冷启动点火电压逐渐下降;无热子空心阴极的放电特性与传统有热子空心阴极放电特性基本保持一致,同时随着触持极与发射体间距从2.3mm逐渐增大到4.3mm,放电特性也逐渐恶化。     

航空发动机吞冰损伤一体化数值模拟平台搭建与验证

为了给航空发动机在进气条件下的吞冰损伤物理试验提供多方案快速优化的数值参考,建立了航空发动机叶片吞冰损 伤快速分析的数值模拟方法和流程,并形成了1套软件系统。该系统通过研究发动机进气吞冰过程中冰体6自由度运动姿态和轨 迹的流场快速模拟方法,建立了吞冰流场的数值仿真模型;通过冰体的本构模型及冰体撞击叶片损伤效应的系统研究,准确建立 了叶片损伤模型;将吞冰流场计算和冰撞击过程计算进行了一体化耦合,形成了航空发动机叶片吞冰损伤的快速分析软件系统, 建立了冰块运动姿态、冰块撞击叶片破碎过程及轨迹预测的一体化仿真流程。结果表明：数值计算方法能够有效预测冰块运动轨 迹和撞击变形量,变形量误差不大于8%;该软件系统有效地解决了吞冰损伤复杂过程有限元模型的自动生成问题,极大地提高了 分析效率,可有效节约试验成本、提高试验效率。     

考夫曼离子推力器放电室数值模拟研究综述及展望

首先分析了影响考夫曼离子推力器放电性能的关键因素,然后按照仿真模型的维度对考夫曼离子推力器放电室数值模拟方法进行了分类综述和优缺点分析,并针对以流体方法为基础的各向异性界面问题进行了分析。在此基础上,概述了零维模型、二维模型和三维模型下针对放电室所取得的数值模拟研究结果。最后对考夫曼离子推力器放电室数值模拟研究进行了总结及展望。     

发动机喷流对飞行器飞行姿态影响的研究

针对某型导弹的实际飞行结果，在对立了合理的发动机推力模型及喷流模型的基础上，采用多学科的一体化仿真方法，重点研究了发动机喷流干扰对该型导弹飞行性能的影响。结果表明发动机喷流与发动机推力偏心及偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生显著影响，在飞行控制系统的仿真研究与参数整定中应综合考虑这些因素。     

非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

四轴型磁悬浮动量轮变结构控制

根据空间飞行器姿态控制用四轴主动控制型混合磁悬浮动量轮的动力学方程,采用变结构控制(VSC)法设计了一种多输入多输出系统控制器。二次型最优控制用于确定最终滑模运动方程,趋近律用于决定变结构控制输入,实现了磁悬浮动量轮快速稳定的鲁棒性控制。仿真结果表明,VSC的动静态特性较好,其滑模运动的不变性可有效消除陀螺力矩的影响,并能实现控制能量的优化。     

车载卫星天线用交流伺服系统设计

为实现在运动车辆上收看卫星电视，设计了车载卫星天线用交流伺服系统。给出了方案的基本原理，并采用矢量控制对交流电机进行变频调速，以及位置、速度和电流反馈的三闭环调节器。确定了电流环、速度环和位置环的参数。仿真结果表明，所设计的交流伺服系统有良好的动态和抗干扰性能。     

原子氧环境效应的地面模拟技术

系统论述了原子氧和航天器表面常用聚合物材料反应的微观机理,并从宏观角度对这些材料的性能进行了评估。同时也总结了国外在原子氧防护技术研究方面所取得的最新成果。     

潜入式摆动喷管两相内流场数值模拟

气相采用三维薄层近似N-S方程，固相采用拉格朗日坐标系下颗粒轨道模型，计算方法采用显式ENO差分格式和分区多块网格技术，建立了固体火箭发动机内流场模拟软件。对轴对称JPL喷管进行模拟，计算结果与文献进行比较，符合较好。推广到实际三维装药型面时，发现颗粒数目增加导致计算效率降低。采用软件中的气相计算模块对潜入式摆动喷管内流场进行数值模拟，比较了喷管摆动角在发动机喉道附近引起流动变化，研究了非对称流动对喷管内表面压强的影响。