液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化，通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变，通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比，方案二为保持通道数目不变，通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性，并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数，使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳；在相同质量流量下，降低通道高度能够强化推力室传热，但同时增加了进出口压差。     

涡扇发动机性能优化调整的理论与试验研究

1引言现代无人飞行器涡喷、涡扇发动机通常采用固定几何式结构[1~4],为了能够将已有的涡扇发动机用于不同的飞行器,在不对发动机结构做较大改进的情况下,可以通过调整影响发动机特性的某些重要截面来实现发动机总体性能调整与优化,这些重要截面亦称为关键截面,例如本文所研究的     

纤维缠绕复合材料圆环壳线型设计与优化

由微分几何理论，导出了纤维缠绕圆环壳曲面的滑移和架空判据。基于薄膜理论和网格理论，结合圆环壳几何特征，得到了内压作用下纤维螺旋加环向缠绕圆环壳的平衡方程组，给出了均衡缠绕线型的确定方法。以稳定缠绕条件和壳体强度要求为约束，缠绕层最小质量为优化目标，利用收敛效率较高的序列二次规划算法（SQP）求得了不同爆破压强下的各项最优均衡缠绕参数。文中的设计方法真实反映了环壳结构特征和实际工程设计要求，算例表明可直接应用于纤维缠绕环壳的初步设计。     

停机位分配问题优化技术

停机位分配是一类规模较大的组合优化问题，也是民航机场生产调度的关键和薄弱环节。根据系统优化理论，考察了ASA问题的研究历程和发展趋势，论述了ASA优化问题研究的一般技术途径，并对其关键技术——建模技术和优化求解技术进行了较为深入的探讨。     

基于仿生的大展弦比机翼结构布局形式研究

为了探讨大展弦比直机翼的结构布局形式,本文借鉴自然界中的鱼骨与树叶的叶脉形式,利用有限元分析与满应力优化作为设计手段,对3种不同的结构布局形式(A构型、B构型和常规构型)开展基于强度、刚度以及质量条件限制下有关响应的对比研究。计算结果表明:在不同尺度的等质量条件限制下,“A构型”弯曲刚度最大,扭转刚度居中;“B构型”弯曲刚度居中,扭转刚度最小;“常规构型”弯曲刚度最小,扭转刚度最大。分析结果证明,机翼的翼肋布置应该“适当地”倾斜。最后给出3点结论。     

基于总体布局参数的飞机静稳定性研究

基于飞机初步设计阶段所得到的总体布局参数,建立飞机气动导数数值模型,对亚声速静稳定性进行估算。最后对所建立的数值模型进行算例分析,并与计算流体动力学(CFD)方法所求的气动导数、实际飞行试验数据进行对比,结果表明,基于总体布局参数计算的气动导数方法快速、合理。     

误差四元数及其在航天器姿态控制中的应用

以四元数作为定位参数对航天器进行姿态控制。首先导出了误差四元数矢量,从而解决了航天器姿态控制中最终姿态表示的非单值性问题;其次,通过一个典型例子提出了非线性三轴姿态控制方法,该方法以误差四元数作为反馈量,以控制力矩陀螺作为执行元件,利用李亚普诺夫函数对非线性系统进行控制,为大型航天器的姿态控制开辟了新的途径;最后,给出了仿真结果,从而说明了以误差四元数作为定位参数的航天器姿态控制法具有计算速度快、计算精度高等优点。     

锥型喷管过膨胀射流中激波后的参数研究

研究了在锥型喷管和理想喷管过膨胀射流中激波后的参数控制问题.通过采用УсковВ.Н所给出的微分动力学相容性条件,得到了激波后气动参数沿激波分布的计算方法.该方法所得到的计算结果与实验结果是一致的.这一方法可用于指导某些气动装置的设计.     

滑行过程中火箭发动机泵系统各构件温度数值模拟

利用数值计算的方法，研究了某型液体火箭发动饥泵系统各构件及泵腔残余氧化剂在二次启动前滑行过程的温度变化。基于集总参数法建立了温度变化计算模型，并建立了泵腔残余氧化剂排空计算模型。计算结果与试车数据吻合良好。滑行过程中．涡轮温度下降，而泵壳体及进口管的温度升高；泵腔中残余氧化剂间歇排放。研究结果表明，滑行结束时泵系统的温度高于100℃，泵腔中残余氧化剂含汽率为1，不满足二次点火启动条件。     

涡扇发动机部件特性自适应模拟

发展了一种预测发动机部件特性的自适应模型方法，该方法以通用特性为基础，运用单纯型优化方法，以发动机主要性能参数和过程参数偏差函数最小为优化目标，以部件特性耦合因子为被优参数，预测出不同飞行条件下的涡扇发动机的风扇、压气机、燃烧室、高、低压涡轮等部件特性。运用该模型对某涡扇发动机性能的计算结果表明，发动机主要性能参数和过程参数的计算偏差均在0．5％之内，对发动机各截面总温、总压计算偏差均在1％之内。预测出的部件特性已成功用于发动机故障诊断方程的建立。