旋转飞行器固体火箭发动机非稳态气流作用分析

分析小卫星发射最末级出现章动现象的原因,在飞行器运动方程的基础上,引入非稳态气流作用力矩模型,计算了实际的飞行器参数。结果显示,非稳态气流产生的侧向扰动力矩是飞行器发生非稳态圆锥运动的主要因素。当扰动力矩的作用逐渐超过喷气阻尼力矩时,就会出现章动现象。若发动机在扰动力矩没有迅速增大之前停止工作,章动幅度就不会增大到使飞行器失稳的程度。分析结果可为旋转飞行器固体火箭发动机的设计提供参考。     

三轴台伺服陀螺加速度计闭环控制系统设计

陀螺加速度计的外环干扰力矩包括仪表外环轴的摩擦力矩和交叉轴加速度引起的交变力矩.本文分析了引起陀螺加速度计外环干扰力矩的主要原因,提出采用三轴台与陀螺加速度计构成闭环伺服系统分离陀螺加速度计外环干扰力矩试验方法,设计了自动增益补偿电路、增益匹配电路和稳定闭环投入电路,并成功地将三轴台伺服陀螺加速度计系统投入运行,完成了...     

开槽处理技术对叶片尾缘气流流动特性的影响

提出了从叶片压力面向吸力面开槽的处理技术, 设计了在80%～94%h叶高位置的叶片尾缘处的开槽方案, 对叶片开槽处理后的压气机工作流场进行了数值分析.结果表明:小槽进口对叶片压力面附面层低速气流具有一定的抽吸作用, 使部分压力面附面层气流和部分主流被吸入小槽并进行加速, 这股气流将从小槽出口流出, 它能够对叶背尾缘附面层内低速气流进行加速, 从而控制或延缓附面层气流分离, 并进一步减弱了尾缘附面层分离气流与叶片尾流的掺混.深入分析流场发现, 小槽出口气流还可以控制吸力面附面层气流沿叶根向叶尖的潜移, 从而防止大量附面层气流在叶尖堆积.因此采用开槽处理技术能够有效改善叶片尾缘流场的流动特性, 提高流场的稳定性.      

头部和后体对钝头体侧向力的影响

钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象,引起不确定的较大侧向力,进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构,得到确定的侧向力,以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上,模型后体对侧向力影响的存在性问题,在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下,利用实验对周向角为90°和270°、子午角为10°的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上,后体对非对称流动的影响不会消失,且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位,但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时,还需要减小模型后体对流场的影响,对其结构和加工质量进行优化,以更好地通过人工扰动主控流场结构。     

可控扩散叶型与双圆弧叶型实验对比研究

为对比不同压气机叶型的流动特征,在高亚声速平面叶栅风洞内对相同设计速度三角形的可控扩散叶型和双圆弧叶型进行了平面叶栅实验,对两套叶型的表面马赫数、尾迹总压等参数分布进行了测量。实验结果表明:设计点可控扩散叶型总压损失比双圆弧叶型小近1倍,出口气流角小2.0°;在吸力面气流分离前,出口气流角随攻角和马赫数变化小于1.0°,尾迹核心区位置保持不变;双圆弧叶型吸力面近尾缘存在一定区域气流分离,受分离区影响,随进口马赫数增加,出口气流角变化达到4°,尾迹核心区移动了近20%栅距。     

电弧加热器高温流场激光吸收光谱诊断

气流温度和组分粒子数密度是定量评估电弧加热器运行参数和流场品质的关键,常规测试手段难以适应电弧加热器内高温气流的恶劣环境,电弧加热器等离子体气流诊断研究一直缺乏有效手段。本研究应用激光吸收光谱技术,选用原子O（777.19nm）谱线,基于局部热化学平衡等离子体假设,对电弧加热器内高温离解空气（＞5000K）试验气流进行在线诊断。试验测得了总焓H₀=15.8,17.4MJ/kg 2组工况下,电弧加热器内等离子体气流温度和原子O粒子数密度。2组工况获得平均气流温度分别为5843和6047K,对应高温平衡气流表获得气流温度为5950和6335K。测得加热器运行稳定后2组工况的原子O总粒子数密度在（1.1~1.2）×1018cm-3之间,低能级5S₂0粒子数密度在（1.0~1.6）×1010cm-3之间,2组工况原子O总粒子数密度的差异与NASA-CEA平衡计算结果一致,验证了电弧加热器气流局部热力学平衡假设的有效性。本研究工作验证了激光吸收光谱技术可作为高焓电弧加热器常规诊断手段。     

改善航天器反作用轮扰动实验模型参数的辨识方法

反作用轮系统是影响航天器姿控系统精度的主要扰动源之一.建立反作用轮扰动模型的目的是预测扰动对航天器产生的影响,并采取相应的控制方法和隔离系统.基于反作用轮的扰动实验模型,通过对反作用轮扰动实验数据的分析,确定出反作用轮扰动实验模型中的参数:谐波数和幅值系数,并在此基础上提出了能量补偿法,最后进行了数值仿真.结果表明,谐波数的辨识精度不超过0.04%,当采用振幅谱法计算幅值系数时,误差高达15.5%;而用能量补偿法,其幅值系数的精度不超过1.1%.可见能量补偿法提高了幅值系数的辨识精度.本文研究为改善航天器姿态控制精度和稳定度奠定了一定的基础.      

临近空间大气密度扰动对高超声速飞行器气动热环境的影响

基于TIMED/SABER 2002—2018年大气密度观测数据,统计分析了20~80 km大气密度扰动对高超声速飞行器飞行热环境的影响。根据驻点热流估算方法给出的大气密度变化量与热流变化量之间的关系,定性和定量分析了不同月份大气密度相对变化量引起的热流变化量在垂直和水平方向的分布特征。研究表明:SABER大气密度月年均值计算的热流相对USSA76在夏季半球中高纬度地区偏高,在冬季半球偏低。在夏季半球高纬度地区约80 km附近存在热流增量的极大值,南半球夏季的极大值高于北半球夏季,尤其在南半球1月份,热流偏高可达32.2%。在经度方向,热流分布在夏季半球差异较小,冬季半球差异较大;考虑真实大气中存在的扰动时,在南半球和北半球夏季80 km附近,SABER大气密度预测的热流分别比USSA76偏高可达40.7%和36.6%。在经度方向,大气扰动引起的热流经向分布差异显著。在飞行器设计时,大气扰动的影响不能忽略;高超声速飞行器飞行应避免在夏季穿越南半球和北半球,规避热流增加带来的风险。      

超低空空投侧风安全边界确定方法

执行超低空重装空投任务的大型运输机极易受到扰动风的影响从而威胁飞行安全.根据小扰动线性化方法,从载机安全性出发,提出侧风安全边界的确定方法:载机受扰后的瞬态响应峰值不能过大;稳定飞行时,舵面应能提供足够的操纵力和力矩,以补偿风效应产生的附加气动力和力矩.仿真计算结果表明,该方法对超低空空投条件具有良好的分析预测能力.     

湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带,４０°,６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结果,并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％ ,０．１０％ 和０．３３％ 。实验结果表明,不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说,上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型,即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明,湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性。当湍流度自０．１０％ 变化到０．３３％ 时,湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大。但当湍流度自０．０２％ 变化到０．１０％ 时,湍流度的影响则较大