双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。     

基于遥测数据的无人机气动参数辨识方法研究

针对无人机在高空低速飞行时易受风场影响及在数据分析时遥测数据不完备的问题,进行了气动参数辨识方法研究,提出了基于空速管平面矢量三角形的风场估计方法及基于风场信息修正的气动角估计方法。以某型无人机为例,对遥测数据进行了充分分析与信息综合,运用逐步回归方法进行了纵向气动参数辨识,并进行了实验验证。结果表明,模型计算结果与实测数据吻合较好,说明所提方法有效。考虑到辨识模型的数学本质,该方法对其他固定翼无人机同样适用。     

超高压比民用发动机部件技术水平初步研究

提高总增压比是下一代民用发动机的重要发展趋势之一,有必要对于这一特征的涡扇发动机进行循环参数的研究。利用已有基于Gasturb平台开发的0维变比热部件级性能计算模型,在发动机安装尺寸给定的前提下,总增压比由40提高至60,分析比较不同构型的直驱风扇方案与齿轮传动方案对部件效率,冷却水平对循环参数优选过程的影响。结果表明:为实现更低耗油率,采用更高设计循环增压比,需要部件效率平均提高1%,冷却水平提高20%,此时性能均优于现有的大涵道比涡扇发动机GTF-11。因此,若技术水平未能达到预期目标,则需匹配合适的增压比才能达到更低的耗油率。     

随机共振锁频环路影响因素

针对随机共振锁频环路影响因素不够明朗的问题,在对随机共振锁频环路仿真验证的基础上,重点对信噪比、采样频率和系统参数对环路性能的影响进行了探究。首先,阐述了随机共振锁频环路基本原理,搭建了随机共振锁频环路模拟仿真平台。其次,通过设定不同的信噪比、采样频率和系统参数条件,观察随机共振锁频环路性能变化。最后,总结归纳出各条件对随机共振锁频环路的影响。仿真结果表明,信噪比越低,随机共振锁频环路对信号跟踪性能越差,且最低能够处理信噪比为Eb/N0=1dB的信号。采样频率在高于信号频率50倍时,提高采样频率虽可提高计算精度,但对环路跟踪性能改善作用不大。系统参数是决定随机共振效应能否发生及影响共振效果的关键因素,其表现为一个可供选择的数值区间。     

QGH-1型激光全自动铁路货车轮对几何参数检测装置

“QHJ-1型激光全自动铁路货车轮对几何参数检测装置”可对铁路货车轮对进行几何尺寸自动检测,从而实现了外观状况确认的自动化、智能化、信息化,它采用全自动非接触测量法,取代了铁路系统多年来一直采用的手工检测和感官确认的方法,彻底提高了测量的可靠性、准确度。主要特点：具有高精度、高抗干扰能力,采用了先进的多线程技术,可自动进行修程判断,同时可联接各种HMIS信息化管理系统。     

空间平台发射拦截器动力学与最优脉冲拦截

研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学,以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系,保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后,拦截器从发射筒中射出,本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响,平台姿态偏转,拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲,使其进入拦截轨道,保证拦截的同时,将脉冲速度最小化以节省燃料,本文将其归结为一个非线性规划问题,采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下,可以视绕飞平均角速度为小参数,采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解,然后以此为迭代初值,寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。     

流动参数对发动机冷却用引射器性能的影响

为了探索引射器在航空发动机空气系统中的应用可行性,采用标准k-ω模型并求解雷诺平均Navier-Stokes方程组的数值方法,分析了流动参数对发动机冷却用引射器引射系数、压力损失系数及引射性能综合参数的影响.结果表明:膨胀比由9增大至10.1,引射系数增大了 66％;膨胀比由15.2增大至20.2,引射系数降低了 19...     

卫星导航系统星间链路空间参数与覆盖分析

分析一种全球导航星座的星间链路,得到了星间距离、俯仰角、方位角等参数的变化曲线。最后,通过对这些空间参数的变化曲线进行分析,对星间链路的天线设计提出了基本要求。     

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明：与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。     

铣削参数对GH4169高温合金表面完整性的影响

通过球头铣刀铣削工艺试验和表面状态测试,采用响应曲面法研究了铣削参数对GH4169高温合金表面完整性的影响,建立了表面粗糙度和表面残余应力预测模型,获得了铣削后GH4169高温合金表层微观力学和微观组织分布。结果表明：表面粗糙度与每齿进给量和铣削深度呈正相关,表面残余压应力与铣削深度呈正相关,与进给量呈负相关,随着铣削参数水平的增大,铣削表层趋向于残余拉应力状态;表层出现加工硬化现象,铣削参数水平的增大使得硬化层加深,最大硬化层深度约为65 m;近表层晶粒被切断破坏,发生了塑性流动,塑性变形层深度在10～25 m范围。