燃烧室轴向和周向长度对气液两相旋转爆轰特性的影响

为了研究旋转爆轰发动机燃烧室轴向和周向长度对气液两相旋转爆轰特性的影响,采用守恒元和求解元(CE/SE)方法对带化学反应的汽油/富氧空气两相旋转爆轰理论模型进行求解,获得了气液两相旋转爆轰流场结构,并分析了燃烧室轴向和周向长度对燃烧室流场、爆轰波传播特性以及发动机推力性能的影响。计算结果表明:轴向长度对燃烧室上游流场影响甚小,却对下游流场参数影响较显著。随着轴向长度增加,燃烧室出口压力、温度、密度以及周向速度均降低,轴向速度则逐渐增大,同时发动机平均推力密度和燃料比冲先增大后减小。当周向长度过短,燃烧室内难以形成自持传播的爆轰波,随着周向长度增加,上游爆轰波强度增加,对应的流场参数均有所增大,但发动机推力性能略有所降低。     

航空发动机燃油雾化特性研究进展

从实验、理论和数值模拟三个方面对航空发动机内的燃油雾化问题研究进展进行了综述。实验方面,通过雾化实验,可定性分析喷注参数及环境条件等因素对雾化效果的影响,测量技术是影响实验精度的关键;雾化理论对液膜形状及破碎特性的预测值与实验还存在一定误差,复杂气动条件下的雾化理论还较为缺乏;雾化数值模拟可以获得不同形式燃油雾化的某些典型变化过程,复杂多过程、多因素影响的雾化模拟还较难开展。总体上看,航空发动机燃油雾化机理还未能完全揭示。     

燃油计量型孔几何正反设计方法研究

针对燃油计量活门特殊型孔的几何型面问题,提出了1种分段分析的设计方法。在已知燃油流量和计量活门位移函数关系的条件下,根据随动活塞和燃油流量的函数关系,利用分段型面设计法进行正向设计,在已知计量活门几何型面的条件下,确定开度与随动活塞位移之间的函数关系,进行反向设计用于计算仿真。结果表明,在计量活门工作范围内,正向设计计算结果与实际数据的最大相对误差小于0.5%,证明正向设计方法具有很高的准确性;通过1组实例对正反向设计进行了相互验证,证明反向设计方法具有工程实用性。     

非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法

临近空间飞行器在稀-稠大气过渡阶段且反推力矢量装置(Reaction Control System, RCS)有剩余燃料的情况下,RCS对于非冗余舵面的故障补偿与在线重构具有重要意义。基于此,本文研究了针对非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法,以实现飞行器的安全可靠控制。首先,建立了执行机构故障等不确定影响下的姿态控制模型;其次,针对舵面故障给出了基于残差观测的故障检测与自诊断方法,设计了RCS与舵面复合故障的分离诊断策略;然后,基于非线性比例-微分控制及故障诊断信息,设计了舵面故障补偿的自愈控制器;同时,基于RCS故障喷管序列判定,设计了复合故障下RCS在线重构的自愈控制器。最后,通过某典型全弹道姿态跟踪数值仿真,验证了该方法的有效性及可靠性。     

从压力面到吸力面开槽后叶栅特性的数值分析

用CFD方法对某叶型开槽前后的流场进行了数值模拟, 初步研究表明通过在压力面到吸力面开槽能有效控制和延缓叶栅吸力面附面层的分离, 从而增大气流的转折能力, 降低总压损失, 扩大叶栅的稳定工作范围.通过开槽处理, 改变了叶栅表面的静压分布, 使叶栅前段、后段的负荷增大, 小槽进口附近的负荷减小.      

含硼推进剂固冲发动机补燃室响应面优化设计

影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示.首先建立了发动机补燃室内两相湍流燃烧数值模拟模型,然后提出了选用基于正交多项式的响应面方法来解决含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室结构优化问题.这种方法可以减少为得到近似函数式而对补燃室流场进行计算的次数,能比较方便地对固体火箭冲压发动机补燃室各个参数进行优化与分析.      

基于无迹卡尔曼滤波的柔性自由翻滚目标姿态估计

在进行在轨维修以及清除等任务时,需要确定航天器的姿态四元数和角速度。失效卫星常处于自由翻滚状态,通常带有柔性帆板,其运动规律相较于刚性帆板更为复杂。一方面,空间失效卫星的姿态确定常使用激光雷达、双目相机作为测量装备,其测量精度常受到光照、磁场等的影响,会对识别精度产生较大干扰。另一方面,柔性航天器的质量特性容易发生变化,导致很难对其动力学模型进行精确描述。针对柔性自由翻滚目标的状态难以获取的问题,本文提出基于无迹卡尔曼滤波的姿态估计方法,并采用神经网络补偿柔性航天器模型误差。仿真结果显示：无损卡尔曼滤波器(Unscented Kalman filter,UKF)算法对柔性航天器的姿态四元数预测误差值在10^-3范围内,角速度误差值最高0.08 rad/s,采用神经网络补偿动力学模型后对四元数的预测误差稳定在9×10^-4范围内,角速度误差稳定在1.5×10^-3范围内。结果表明,使用神经网络补偿柔性航天器动力学模型的不确定项之后,UKF对柔性自由翻滚目标的姿态估计精度满足工程要求。     

双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性

针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.     

HDA中的工程方法学原则

HDA(Hierarchical Development Architecture, 层次开发框架)是一个AO(Agent Oriented,面向Agent)方法定制的框架,用户可以在此框架的基础上针对具体项目应用,开发出所需要的AO方法.描述了如何在方法工程学指导下,将现有AO方法中的元模型提取出来,在HDA中组合成一种适用的新方法.     

工业动态

中航工业防务分公司成立，中航工业为海上大阅兵成功护航，上飞交付第1500架份波音737水平安定面，国际航空航天贸易展洽会在津举行，上海世博会中国航空馆举行奠基仪式，