不同锯齿对圆转矩形喷管红外辐射特征影响数值模拟

在考虑中心锥、波瓣混合器、火焰稳定器以及加力燃烧室筒体影响的条件下,将轴对称收扩喷管改型设计为圆转矩形基准喷管,进一步在喷管出口进行修型设计.并对不同锯齿喷管流动、换热与红外辐射特征进行了数值分析.得到如下结论:考虑高温部件后,喷管红外辐射强度的方向性特征更加明显;相比圆转矩形基准喷管,采用多个小尺寸锯齿时,射流高温区长度有一定缩短,采用单个大尺寸锯齿时,高温区长度进一步缩短,其正后方红外辐射强度降低;将轴对称收扩喷管改为圆转矩形喷管并加装锯齿后,强化尾喷流与外流掺混,降低其红外辐射强度的同时带来了一定的推力损失.     

基于生存分析模型的发动机部件可靠性分析

利用生存分析中的非参数统计方法即乘积极限法,根据发动机部件的使用时间数据对其可靠性进行分析计算,并以发动机某部件的实际数据为例对该方法进行了实例分析,结合航空公司的情况给出了该部件的维修方案。     

高分一号“高”在哪里

2013年我国宇航任务首发、高分辨率对地观测系统首发、肩负着我国民用高分辨率遥感数据尽快实现国产化的重任……在外部镁光灯的照耀下,由中国航天科技集团公司五院航天东方红卫星有限公司抓总研制的高分一号卫星,有了更多熠熠生辉的理由。但不容忽视的一点是,高分一号卫星本身就是一颗足够璀璨的"明星",在航天创新突破的功劳簿上记载着它诸多傲人的资本。高寿命——如何打响"长寿保卫战"     

涡扇发动机压缩系统部件特性与匹配数值仿真

为了研究发动机环境中部件特性及部件之间的匹配规律,采用3维数值模拟软件对某压缩系统进行数值仿真计算。计算比较了设计转速风扇/压气机部件特性单独评定和发动机环境中评定的异同,研究了压缩系统4种可调参数变化对风扇、压气机匹配工作点的影响。结果表明：2种环境下风扇特性基本相同;对于压气机,单独评定时以风扇出口参数的径向分布作为进口边界条件获得的压气机特性与整机环境下的基本相同,而给定其他形式进口边界条件时压气机特性存在一定差异：采用均匀进气条件时,压气机流量、效率和喘振裕度分别增加0.3%、0.4%和4.6%,采用进口节流条件时压气机流量、效率和喘振裕度分别减小3.5%、4.0%和20.9%,整机环境使用时应对特性进行修正。研究结果对整机环境下风扇/压气机性能表现以及匹配规律研究有重要参考意义。     

风扇/压气机静子周向限位失效对气动性能的影响

以高负荷两级风扇为对象,采用数值模拟方法研究了静子周向限位失效对风扇气动性能的影响机理.比较分析了不同失效转速和不同失效级对其气动性能的影响程度,归纳总结了静子限位失效对压缩部件气动性能的影响规律.结果表明:静子周向限位失效将造成静子叶排产生一定的轮缘速度,影响自身的进出口气流角、流通能力和损失特性,以及级内和级间的匹...     

基于改进Faster R-CNN的失效卫星部件检测方法

基于光学图像对失效卫星部件的精确检测可以为失效卫星的定位与捕获等任务提供支撑。然而,失效卫星部件多为密集小目标,且其光照条件变化较大,这导致一般主干网络出现特征表征分辨率低、小目标漏检等问题。针对上述问题,提出了一种基于改进Faster R-CNN的失效卫星部件检测方法。首先,该方法在Faster R-CNN的基础上,融合高分辨网络构建新的特征提取主干网络,以获得可靠、高分辨率的特征表达式。其次,在模拟真实空间环境的条件下,利用1∶1的嫦娥卫星模型构建了一个信息丰富的失效卫星数据集。用该数据集进行验证,结果表明：该方法的平均精度为93.6%,与Faster R-CNN和Cascade R-CNN相比,对小部件检测的准确率与召回率分别平均提高了9.8%与5.4%。该方法可有效检测失效卫星部件。     

高速航行体齐射出水过程的空化与运动特性研究

基于求解N-S方程的VOF方法，引入Schnerr-Sauer空化模型、SST k-ω湍流模型和6DOF刚体运动模型，通过重叠网格技术建立两发射弹齐射出水的数值计算模型，并进行了数值方法的有效性验证。研究了不同发射无量纲时差下射弹齐射出水过程的超空泡演化特性、射弹的弹道轨迹、偏转角变化和减阻性能，分析了超空泡流场的干扰机理。研究结果表明：同步发射出水时，射弹超空泡内侧扩张受到抑制，在出水阶段超空泡发生了非对称性溃灭；两射弹的弹道稳定性较差，其偏转角的最大值达到了3.1°；对于异步发射出水，首发射弹超空泡前沿轮廓基本对称，而次发射弹超空泡前沿轮廓内侧壁面发生膨胀，失去了对称性，随着发射时差的增大，次发射弹超空泡内侧前沿轮廓曲率变小。首发射弹在出水过程中能维持良好的弹道稳定性，次发射弹在压差作用下向内侧偏转，运动轨迹也向内侧偏移，运动过程中次发射弹的最大无量纲水平位移和最大偏转角随发射时差的增大而减小。相比异步发射出水，同步发射条件下射弹的无量纲竖直速度衰减略快。     

航空发动机多部件3维性能联合仿真探索验证与展望

航空发动机各部件在单独进行3维仿真时,其流道气动参数和部件性能参数与总体匹配设计值之间通常存在一定的偏 差,为减小部件仿真与总体设计值之间的差异,将工程设计应用较为广泛的总体性能程序和各部件3维模型相结合,开展各部件3 维模型在整机匹配约束条件下考虑部件之间相互影响的性能联合仿真,探索了多部件联合仿真方法,建立整机3维仿真架构,通 过整机3维仿真获得了航空发动机多部件内部及部件间界面流动情况。仿真结果表明：主流道流场参数相比单部件3维仿真更加 接近设计值,与设计值之间的偏差量不超过4%,满足工程应用要求。提出了整机匹配约束下航空发动机多部件3维性能仿真技 术发展思路。     

预冷组合循环发动机吸气式模态建模与性能分析

为了对预冷组合循环发动机开展性能分析，以协同吸气式火箭发动机（SABRE 4）为研究对象，采用部件法建立了发动机稳态模型，计算获得了SABRE 4发动机在吸气式模态下沿飞行弹道的性能参数变化规律。然后对发动机的高度和速度特性进行研究，得到了发动机的飞行包线。计算结果表明，在吸气式飞行弹道内，核心机推力和比冲的变化分别为488~680kN和34786~46954m/s。SABRE 4发动机具备推力大和比冲高的性能优势。在预冷器工作过程中，随着飞行马赫数增大，预冷器换热量不断增大，进入预燃室的氢流量减小，预燃室总温降低，HX3的吸热量减小。与其他压气机和涡轮相比，空气压气机和氦涡轮的工作参数变化较大。SABRE 4发动机通过对来流空气进行预冷，可实现在大空域和宽速域内工作。由于空气压气机的喘振和堵塞边界限制，发动机的高度和速度特性分别存在飞行高度和飞行马赫数的限制。     

北航陆士嘉实验室气动声学风洞试验研究进展

近年来,人们对飞机噪声的要求越来越严苛,适航标准对民用客机气动噪声水平提出更高的标准。首先介绍近年来在北京航空航天大学陆士嘉实验室D5气动声学风洞和D7气动声学风洞中所进行的多个典型气动噪声研究成果,其次以增升装置、起落架、腔体部件和钝体部件为研究对象,探究气动噪声产生机理和降噪技术,为提高该领域的认知和低噪声飞机机体设计提供科学依据和试验数据。