斜切喷管固体火箭发动机喷管流场与推力特性研究

为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明：通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。     

飞机大迎角飞行品质研究的进展

叙述了战斗机大迎角飞行品质研究的进展情况。说明了当代战斗机的作战环境和作战方式以及由此提出的大迎角机动飞行的背景。着重介绍了国外过失速区大迎角飞行品质研究的主要方面,飞行动力学机理,操纵效能,推力矢量及其控制律,飞行品质要求及其验证和评价方法,由此得出相应的结论。     

微推进系统的轨控发动机动态分析

近年来液体火箭推进系统的小型化有了极大的进展,这些先进的微推进系统是以尺寸小微型化、高压和响应快为特征的,对于这种微推进系统,推导、编制了系统各部件的数学模型,分析研究了轨控发动机在单脉冲工作进程中燃烧室压力和关机过程中推进剂阀门前压力的变化规律.为研究整个微推进系统的动态响应打下基础.      

共轴高速直升机/发动机交联控制方法研究

针对常规的旋翼总距前馈方法难以有效实现共轴高速直升机/发动机快速交联控制的问题,本文提出并设计了适用于共轴高速直升机/发动机的新型交联控制方法。首先,基于共轴高速直升机/发动机综合仿真平台,揭示不同运行工况下,共轴双旋翼、推力桨操纵输入、发动机燃油输入变化规律;其次,在此基础上,提出了综合考虑共轴双旋翼、推力桨桨距的增益自调节交联控制方法,并针对不同的运行工况,开展了数值仿真验证。结果表明,在中等、高速度飞行时,相比于常规的旋翼总距前馈,新型交联控制方法可使动力涡轮转速的超调与下垂量减小36%与70%,可使直升机/发动机快速交联控制品质更优,进一步提升直升机/发动机综合系统的控制品质。     

鸭翼展向吹气对发动机推力损失影响的评估

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损失、发动机推力损失和对飞机总升力(引气造成的升力损失和鸭翼吹气获得的升力增量之和)的影响等方面进行了评估,并比较了机翼展向吹气与鸭翼展向吹气两种方式.结果表明,鸭翼展向吹气引气量少、推力损失小,对飞机大迎角机动性能有利,是一种可取的间接涡控制技术.      

战斗机过失速机动特征指标的量化评估

战斗机采用过失速机动动作能够有效地提高空战效能和生存能力.利用四元数法建立了带推力矢量的飞机大迎角全量运动方程,依据过失速机动的主要目的"改变机头指向",结合战斗机的机动性和敏捷性,分析了在过失速机动过程中主要运动参数的变化规律,提出了分析评估飞机过失速机动性能优劣的4个指标,即最大配平迎角、从平飞状态拉起到机动迎角和从机动迎角恢复至初始平飞状态的时间、在机动迎角下绕速度矢量滚转并截获90°倾斜角的时间和过失速空战周期,并针对这4个指标开展了相应的全量仿真和量化评估研究,结果表明提出的指标可对过失速机动动作做出有效评估.      

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

基于伪光谱方法的有限推力轨道转移优化设计

研究了伪光谱方法在空间飞行器有限推力轨道转移最优化问题中的应用。首先给出了空间飞行器轨道转移最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为轨道转移过程中燃料消耗最小,控制变量为推力攻角。终端状态受到航迹角、高度和速度的约束。然后,应用伪光谱方法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,即将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用基于Matlab语言的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,该软件包对于求解大型非线性规划问题具有很好的收敛性。仿真结果表明伪光谱方法对于空间飞行器转移轨道初始参数取值不敏感,具有一定的鲁棒性,生成的轨道能够较好地满足各种约束条件。因此,伪光谱方法对于空间飞行器有限推力轨道转移问题的求解是可行的。     

用Tam-Thies湍流模型研究带小突片的喷管流场特性

 首先,采用标准k-ε模型、可实现（realizable）k-ε模型、重正化群（RNG）k-ε模型和Tam-Thies模型4种湍流模型模拟了不同工况下的两种轴对称喷管和带有4片小突片的喷管流场,并将计算结果与实验值进行对比。结果发现：Tam-Thies模型所得出的模拟结果与实验值符合最好。然后,用Tam-Thies模型模拟了小突片后倾角不同的喷管的流场,和没有小突片的喷管的计算结果对比,发现：带有小突片的喷管的尾喷流的核心区长度变短,喷管出口下游气体的混合加剧;而当小突片后倾角增大时,核心区长度先减小后增大;在每个小突片下游产生一对方向相反、强度相同的流向涡,当小突片后倾角增大时,流向涡强度呈现出先增大后减小的趋势,而喷管的引射系数增益和推力损失系数都逐渐减小。     

基于遗传编程的航天器有限推力逼近轨迹规划

通过引入基函数的概念,提出了采用遗传编程求解有限推力航天器逼近非合作目标最终逼近段轨迹规划问题的方法。该方法将推力器开关状态定义为基函数,以多个基函数分别乘以开关状态持续时间再求和作为推力器开关的历程函数;将历程函数转换为遗传编程的树型结构,将消耗燃料的质量作为适应度函数,并将规避障碍物和终端逼近精度等约束条件以罚函数的形式添加到适应度函数中;利用遗传编程的模拟自然进化理论的全局寻优机制求解,最终得到最优逼近轨迹方案。某航天器在有限推力下逼近非合作目标的轨迹规划结果表明:整个逼近过程推力器仅开关5次,大大降低了对开关频率的要求,同时,规划结果比采用高斯伪谱法时逼近时间降低了30.09%,燃料消耗降低了4.18%。