丁羟推进剂燃速计算图象法

本文用PEM模型编制的燃速计算程序,计算了一定压力,一定过氯酸铵(AP)粒径级配条件下不同配方的燃速,求出配方组分与燃速关系方程,绘制出AP/Al/HTPB系统的等燃速三角图,在图中由配方组分可迅速查找出燃速,也可由给定的燃速选择合适的配方.     

流线追踪Busemann进气道马赫数3.85实验研究

为了研究流线追踪Busemann进气道在低马赫数来流条件下的起动性能、总体性能以及抗反压能力, 对设计马赫数5.3、收缩比CR=5的6°截短后的流线追踪进气道进行了马赫数3.85风洞实验.结果表明:该进气道在马赫数3.85来流条件下能够自起动;进气道流量系数为0.83, 出口总压恢复0.78, 马赫数2.01, 增压比11.92;进气道能够承受的最大反压为34倍的来流静压.      

带旋流杯的模型回流燃烧室主燃孔射流研究

实验研究了带轴径向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型回流燃烧室在工作压力为300 kPa, 燃烧室压力损失为2.5%时主燃孔射流的特点以及其对燃烧室流场的影响.结果表明, 回流式燃烧室内外壁主燃孔射流进气方向与顺流式燃烧室不同, 即内壁主燃孔射流向流动方向下游倾斜, 外壁主燃孔射流向流动方向上游倾斜;主燃孔射流穿透深度很大, 几乎能穿透到对面火焰筒壁;中心回流区长度明显缩短, 其长度L与旋流杯出口直径D的比值(L/D)约为0.5, 而常规的顺流式燃烧室的L/D约为1.3.      

预燃室低频不稳定燃烧仿真研究

为弄清燃烧不稳定性激励机制,建立了氢氧预燃室低频燃烧稳定性分析数学模型,利用MATLAB/SIMULINK集成软件包搭建仿真平台,研究了与供应系统耦合的低频不稳定燃烧。结果表明:在各种不稳定激励因素中,氧的喷注压降对稳定性影响最为显著,当其值低于某一稳定边界时,出现极限环振荡,提高氧的喷注压降可以非常有效地抑制低频不稳定燃烧;当氧的喷注压降位于稳定边界附近时,混合比将对稳定性产生一定影响,降低混合比可以较好地抑制低频不稳定;氢的喷注压降对低频燃烧稳定性影响很小。     

基于图像处理技术的补燃室火焰温度场测量

为了测量补燃室火焰温度场,在直连式试车台上进行二维开窗式固体火箭冲压发动机试验,应用高速数字摄影仪对补燃室内的火焰进行拍摄。对所获得的火焰图像,根据基于彩色CCD图像的比色测温原理,求得补燃室火焰的投影温度场。结果表明这种方法简单可靠,测量精度也满足要求,可以用来对补燃室火焰温度场进行测量。     

利用变速控制力矩陀螺的航天器集成能量与姿态控制

 利用变速控制力矩陀螺(VSCMG)的航天器姿态与能量一体化控制问题。针对以VSCMG为姿态控制执行机构的刚体航天器设计了全局渐近稳定的姿态跟踪控制律。将VSCMG的框架角速度和转子角加速度作为控制输入向量设计操纵律。利用加权的最小范数解得到VSCMG的姿态控制输入向量,并用与之正交的控制输入向量来以给定的功率存储/释放能量。提出了同时表征力矩陀螺模式构型奇异和转子轮速平衡的混合指标函数。对控制自由度有冗余的系统,在混合指标函数的基础上利用梯度法构建了VSCMG的空转运动,以回避力矩陀螺模式的构型奇异,并同时减小转子转速差过大引起的转速饱和以及VSCMG零奇异的可能性。利用反馈转子动能的方法规划日照期间的储能功率,以维持系统长时间工作的能量平衡。基于某太阳同步轨道卫星的数值仿真结果验证了系统的有效性。     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

Low-frequency unsteadiness of vortex wakes over slender bodies at high angle of attack

A type of flow unsteadiness with low frequencies and large amplitude was investigated experimentally for vortex wakes around an ogive-tangent cylinder. The experiments were carried out at angles of attack of 60–80 and subcritical Reynolds numbers of 0.6–1.8×105. The reduced frequencies of the unsteadiness are between 0.038 and 0.072, much less than the frequency of Karman vortex shedding. The unsteady flow induces large fluctuations of sectional side forces. The results of pressure measurements and particle image velocimetry indicate that the flow unsteadiness comes from periodic oscillation of the vortex wakes over the slender body. The time-averaged vortex patterns over the slender body are asymmetric, whose orientation is dependent on azimuthal locations of tip perturbations. Therefore, the vortex oscillation is a type of unsteady oscillation around a time-averaged asymmetric vortex structure.     

高超声速飞机动力装置技术验证

涡轮基和模态转换技术是需要重点攻关的高超声速飞行动力技术。美国长期把研究重点放在超燃冲压发动机技术的研发上,对高速涡轮发动机技术关注不够,以致超燃冲压发动机技术已经通过了飞行验证,而高速涡轮发动机技术还尚待成熟,两种工作模式的转换也还需要进一步验证。     

航空发动机管壳式燃-滑油散热器换热特性计算

采用无量纲关系曲线(Re~St·Pr2/3)计算管壳式燃-滑油散热器管程、壳程表面传热系数,基于效率-传热单元数法建立了管壳式燃-滑油散热器换热特性计算模型;以航空发动机某管壳式燃-滑油散热器少量试验数据为基础,拟合得到了该型散热器管程和壳程Re~St·Pr2/3关系曲线,并将该关系曲线应用于另一结构类似的管壳式燃-滑油散热器换热特性计算.算例计算表明:计算值与试验数据吻合较好,管程、壳程出口温度相对误差均不超过6.5%,总换热量相对误差不超过7.4%.该方法可应用于航空发动机管壳式燃-滑油散热器设计及验证阶段的换热特性计算.