空间电源系统关键技术分析

介绍了空间电源系统的功能及组成结构。在大功率、高可靠性航天器发展应用背景下,从三个方面分析了空间电源系统设计的关键技术。跟踪国际最前沿的空间电源技术动态,指出空间电源系统的发展方向,并详细分析了功率控制模块电路,对后续电源系统的优化设计工作具有参考意义。     

GEO卫星地敏自主干扰保护失效实时处置方法

地球同步轨道卫星在每年春分、秋分前后25d左右一般会出现地敏探头太阳干扰,可以采用星上自主方式进行地敏干扰保护,以防御此种干扰的影响。星上自主干扰保护失效时,需要通过地面发送卫星遥控指令处置。由于当前GEO(Geostationary Earth Orbit,地球同步轨道)卫星地球敏感器自主干扰保护失效的实时处置占用遥控平台时间过长,会严重影响卫星有效载荷应用。所以,针对此问题,在地敏确定卫星姿态原理的基础上,分析了地敏自主干扰保护失效的机理,提出了基于软件进程的地敏太阳干扰保护流程和操作计划,设计了基于遥控指令序列的卫星实时判断脚本。经验证,此方法可将遥控平台占用时间从4h缩短至30min以内,为卫星有效载荷应用留出了时间窗口。     

GTF发动机星形传动系统多分流均载机理研究

为了揭示GTF(geared turbofan)发动机星形传动系统星轮载荷分配机理,对所有齿轮的偏心误差、齿厚误差、基节误差、安装误差,轴承制造误差等分别进行了当量啮合误差分析,考虑了中心轮同时浮动导致的啮合侧隙变化而引起的浮动啮合误差,建立了针对功率流动闭环特征的各构件角位移协调的精细化均载系数计算模型,计算得到了考虑位移协调和不考虑位移协调的均载系数分别为1.0515和1.0452,获得了相应的均载特性曲线,为设计上确定均载系数、工艺上合理分配及控制公差提供科学依据.      

空中加受油安全对接控制验证要素分析

空中加受油是一个复杂的系统工程,影响因素与加油机、受油机都密切相关,由于大型加油机(软式) 上单翼、大翼展、高垂尾和大型起落架整流包的特殊布局使得空中编队加受油对接过程中,加油机、软管锥套与 受油机之间相互的气动干扰变得十分复杂。通过分析国内外大型加油机、先进受油机的主要特点,总结空中加 受油对接过程中加油机、受油机之间会产生的气动干扰,研究空中加受油编队典型体系及空中加受油编队程 序,提出可能对空中加受油安全对接控制产生影响的验证要素,并对这些影响要素展开分析。安全对接控制验 证要素的分析可以为后续确定软式空中加受油安全对接流程提供理论指导,为空中加受油对接速度的选取提 供依据。     

发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究

为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。     

水下齐射扰动特性

围绕水下垂直齐射伴随的多相传热传质流动以及运动耦合过程,建立涵盖多相流动、细长体运动以及适配模块变形载荷等在内的数值计算模型,对齐射扰动特性进行研究分析。结果表明:受流体载荷、适配模块变形载荷影响,细长体离筒横向位移和姿态等发生变化,在弹体轴向运动2倍弹长的发射过程中,齐射弹道横向位移可达01倍弹长,横向姿态角达到7°。此外,首发细长体发射后水倒灌及筒口气泡溢出过程对次发细长体发射时的筒口气泡形态和载荷状态产生显著影响,进而也会对其弹道产生干扰,在考察状态下,首发弹体与次发弹体离筒时横向角差异为01°,横向角速度差异达到75 (°)/s。     

电弧放电等离子体激励控制超声速压气机叶栅激波/边界层干扰仿真研究

为研究电弧放电等离子体激励对超声速压气机叶栅激波/边界层干扰的控制作用,建立了模拟等离子体激励作用效果的唯象学模型,进一步以ARL-SL19超声速叶栅为对象,通过数值仿真研究了电弧放电等离子体与叶栅通道内部流动的相互作用及其对叶栅流动损失的影响。结果表明:等离子体唯象学模型能够较好模拟电弧放电等离子体诱导产生冲击波的气动特性。电弧放电等离子体激励对叶栅通道内部流动主要具有三种作用效果:在放电区,注入的热量会产生阻塞效应,增加近壁面气流的流动损失;在激波/边界层相互作用区,能够改变激波系结构,减小激波损失;在尾迹区,冲击波会诱导产生脱落涡。     

国内主流机型客舱声品质表现分析

舱内声环境是决定飞机乘坐舒适性的主要因素之一,而声品质是声环境的一个重要特征。目前声品质分析通常采用主观评价和客观评价两种途径,其中声品质客观评价通过分析噪声数据的频谱特性等物理参数,能更客观的反映声音特性。本文通过高精度的双耳采集设备实测了国内主流机型在巡航阶段的声环境数据,并对相关数据进行声品质客观分析。根据本文测量结果的分析,飞机客舱内的A声级在69.4 dB（A）~83.9 dB（A）之间,响度在28.4 sone~52.5 sone之间,尖锐度分布较均匀,数值在1.1 acum~1.4 acum之间。根据频谱云图结果,噪声源主要集中在200 Hz~400 Hz频段,并且噪声强度在客舱中后部有明显增强。总体来说,各个采样机型客舱内的声品质表现整体处于可接受的水平,其中客舱前部的声品质表现要优于客舱中后部位置。     

凸拐角附近激波与湍流边界层干扰的数值模拟研究

采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞=3、雷诺数Reθ=2070的凸拐角附近激波与湍流边界层干扰问题。对于尖拐角和钝拐角两种情况,计算考察了激波入射到拐角下游时的流场结构、非定常分离流以及湍流统计特性。研究发现:尖拐角能够使流动产生局部集中的顺压梯度,导致壁面摩擦系数在拐角处出现峰值,因此分离点难以越过拐角向上游运动,而再附点发生前后运动。与尖拐角情况不同的是,钝拐角产生的局部顺压梯度不足以阻止分离点越过拐角,因此分离点和再附点都会发生运动。此外,尽管凸拐角产生的顺压梯度能抑制分离点附近的近壁小尺度涡结构,但在经过入射激波作用之后,近壁小尺度涡结构在再附点附近显著增强。     

旋翼螺旋桨/机翼巡航状态气动干扰规律研究

为优化倾转旋翼机气动布局,研究旋翼螺旋桨与机翼间复杂的气动干扰,在考虑有限翼展三维效应、翼尖小翼情况下,通过改变机翼外翼段的长度,研究了旋翼螺旋桨与机翼间的气动干扰规律.使用计算流体力学的三维非定常计算方法获得了巡航状态下旋翼螺旋桨与机翼的流场特征及气动特性参数,研究了螺旋桨滑流对机翼的上洗、下洗作用,以及机翼对螺旋桨...