双层结构月球的自由天平动与受迫天平动

根据JPL/NASA发布的月球行星历表DE430/LE430提供的月球物理参数,计算了月球主转动惯量;使用刚体月球转动微分方程获得的月球物理天平动解析关系式,计算了不同分层模型的月球自由天平动三个模式的频率及周期,比较并讨论了不同的解析结果;在此基础上,评估了月球受迫天平动一个模式的幅度。     

基于光纤双环网的高精度时频同步技术研究

本文介绍了一种基于光纤双环网的时频同步技术设计方法,针对时频设备协同使用时如何获得高精度同步指标这一问题提出了一种设计思路。以系统时间源使用北斗/GPS/GLONASS,本系统同步精度优于5E-13,频率稳定度优于5E-13@1d;以UTC(BIRMM)输出的TOD+1PPS做系统时间源,本系统同步精度优于4E-13,频率稳定度优于6E-14@1d。本方案提出的方法原理简单,系统可根据使用情况进行裁剪,相比卫星双向等手段成本低廉,适合在时频同步领域推广。     

DDS中实现波形压缩的一种方法

直接数字频率合成(DDS)技术,被广泛应用于现代电子系统及设备的频率源设计中.将DDS设计下载到FPGA中,将使系统更为可靠.应用中如何利用有限的FPGA硬件资源,得到高速、高质的DDS是经常要面对的问题.在直接数字频率合成(DDS)设计中利用波形压缩节省FPGA资源.硬件测试证明,该方法可行并完全达到设计要求.     

弹体旋转对超音速射流元件的影响研究

研究了弹体旋转对超音速射流元件（SFE）的内部流场结构及输出推力特性的影响,并采用二维N—S方程以及RNG k-ε湍流模型,用计算流体力学（CFD）数值模拟方法和滑移网格技术进行了数值模拟。结果表明,弹体旋转对超音速射流元件内部流场结构几乎没有影响,而对姿态控制发动机的控制推力大小和方向的影响不容忽视。所得结论可为旋转弹姿态控制系统的总体设计以及超音速射流元件的结构及气动参数选择提供依据。     

燃气源控制气流非稳态耦合传热问题研究(Ⅰ)--计算模型和方法

针对某燃气源控制气流与导热套环之间的非稳态耦合传热问题,建立了数学模型,并采用整体求解的方法进行求解,即把流体区域的流动和对流换热与固体区域的导热过程组合起来,作为一个统一换热过程来处理。为确保计算结果在物理上的真实性,采用“假密度”法求解以温度T为求解变量的能量方程。对于非稳态控制方程离散后的离散方程采用了PISO方法进行求解。     

增强立尾效益的主动流动控制

本文叙述和讨论了某些增强立尾效益的主动流动控制（AFC）技术的研究。在NASA ERA项目支持下Rensselaer学院完成了4%和5%缩比立尾模型的合成射流AFC风洞试验,加州理工学院完成了14%缩比立尾模型的振荡射流AFC风洞试验,后者表明当动量系数为1.7%时可获50%的侧向力增量。基于将上述两种AFC技术集成于飞机系统的可行性研究,Boeing在Ames NFAC（40 ft×80 ft风洞）完成了B-757全尺寸立尾风洞模型试验,在风速为100 knots,方向舵偏角为30°和侧滑角为0°与-7.5°下,得出采用31个振荡射流激振器可获得20%侧向力增量。NASA ERA项目组与Boeing共同努力在2015年春实现了装有31个振荡射流激振器的B-757 ecoDemonstrator飞行试验。飞行员反馈和13%~16%侧向力增量的飞行试验初步分析结果表明了振荡射流AFC技术的成功。     

火箭发动机泵后供应系统水力激振试验

为了研究某型发动机泵后供应系统的动力学特性,对全尺寸的氧泵后供应系统在中、高频范围内开展了水力激振试验。试验数据表明:供应系统的谐振特性被激发起来。在试验条件下,可以清晰地辨识出泵后供应系统的前4阶谐振频率和振型。第1阶谐振频率响应幅值最高,第2阶和第3阶相当,响应幅值次之,第4阶响应幅值再次之。在外界扰动下,该发动机泵后供应系统能够较容易地达到流体谐振状态,当外界扰动频率接近其谐振频率时,供应系统沿程脉动压力出现了明显的共振波形。在不同的谐振频率下,喷前腔位置均为压力振荡的波节位置,也即为流量振荡的波腹位置。      

二维凹面腔内连续超声速射流入射压力对激波聚焦的影响

为研究射流入射压力对连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的影响,开展了二维凹面腔内连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的实验,分析了流场演化过程及动态压力特性。结果表明:连续超声速射流在凹面腔内对撞后出现了水平拉锯脉动模态和上下交叉脉动模态,在水平拉锯脉动模态中能实现频率为9k Hz左右的激波聚焦,实质是凹面腔内的气流周期性排出后形成的低压区导致射流喷管出口形成前导激波并在凹面腔底部聚焦;射流入射压力越小,凹面腔底部和射流对撞位置的压力脉动幅值越小,凹面腔底部激波聚焦的频率和强度越小,当入射压力减小到0.3MPa后,凹面腔内无法实现激波聚焦。     

飞翼布局飞行器航向射流控制方案优化

由于飞翼布局飞行器取消了垂尾,其航向控制困难。为辅助和优化航向控制,基于射流控制技术设计了多种激励方案。设计并制作了航向射流控制激励器,通过风洞测力实验和二维数值模拟,对各方案的控制效果和作用机理进行分析,并选取出最优控制方案。研究结果表明:相同射流动量系数下,产生阻力比施加推力更容易获得偏航力矩。当激励开启后,射流包含与来流相逆的分量越多,与来流作用越明显,形成的分离区越大,控制效果越好。其中前对称吹气为最优控制方案,可以产生约70°阻力舵偏转效果,且力矩耦合程度较小。      

液环泵叶轮叶片轴向叶顶间隙微射流流动机理及性能分析

液环泵的轴向间隙泄漏流对其水力性能有重要的影响,为了抑制其叶片轴向叶顶间隙泄漏流动,提升水力性能,以2BEA-203型液环泵为研究对象,在叶片轴端间隙引入微射流,采用数值模拟方法对比分析微射流对间隙泄漏流场及液环泵性能的影响机理。分析结果表明:轴向间隙射流能够有效地抑制间隙泄漏,液环泵的效率及真空度均在一定范围内提升。叶片轴向间隙内射流孔出口处会形成一相对高压区,微射流排挤占用一部分间隙的流道,部分射流与压力面泄漏流相互作用形成间隙涡,阻滞泄漏流动,使得叶片间隙泄漏流强度降低,叶片背面后方的泄漏涡前移。液环泵叶轮轴向间隙泄漏流存在复杂的时空分布特征,湍动能分布由吸气区沿叶旋方向逐渐增强,受微射流抑制作用,射流型叶轮间隙吸力面侧的湍动能强度要明显弱于原型叶轮间隙;泄漏流强度沿弦线方向逐渐减弱,微射流的部分流体沿弦线方向流入叶片轴向间隙,排挤占用下游间隙的流道,提升了叶顶间隙的密封性能。