固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

负错位密封静力与动力特性的数值研究

提出了一种抑制气流激振力的负错位密封结构,建立了基于瞬态流场CFD动网格技术的负错位密封静力与动力特性求解模型,分析了偏心率、错位率等因素对密封泄漏量、周向压力、气流力与动力特性系数及密封转子稳定性的影响.结果表明:密封的泄漏量随偏心率与错位率的增加而增大;密封间隙流体周向压力呈正弦规律分布;与传统圆形密封相比,负错位密封形成发散的楔形间隙,降低流体动压效应,降低周向压力差,减小密封的切向力;随着偏心率的增加,密封的直接与交叉刚度以及交叉阻尼的绝对值均增大,直接阻尼降低;与传统圆形密封结构相比,该型密封可有效降低密封的交叉刚度,增加主阻尼,提高等效刚度与等效阻尼,改善了密封的稳定性.      

球面收敛二元喷管出口三角形锯齿对气动和红外特性的影响

通过数值计算研究,分析了喷管出口锯齿修型对涡扇发动机排气系统球面收敛二元喷管气动及红外特性的影响.结果表明:相对于基准喷管,喷口锯齿修型均造成排气系统推力系数和总压恢复系数的下降,且齿底角越大,推力系数的损失越大.比较而言,内缩型锯齿修型方式对排气系统气动性能的影响最小,但导致排气喷流和总体红外辐射强度在±15°探测角附近的较大增强;外伸型锯齿修型对排气系统气动性能的影响最大;30°齿底角的等面型锯齿修型综合性能较优,对推力系数和总压恢复系数的影响微弱,同时在-30°~0°,0°~30°的探测视角内体现出一定的红外辐射抑制作用.      

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征

通过对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤数据调研与统计分析,筛选最具典型特征的硬物冲击损伤数据,依据发动机维修手册对风扇叶片损伤类型特征进行了分类,研究损伤类型与发动机类型的相关性和差异性、损伤发生位置特征、损伤尺寸特征等内容.分析结果表明:发动机风扇叶片硬物冲击损伤类型表现出多样化特征,其中缺口和凹坑两类损伤类型发生概率较大,而且不同损伤类型在特定发动机型号中又存在一定的差异性.通过对损伤位置与尺寸特征的分析,表明风扇叶片的损伤位置存在一定的集簇统计规律,缺口的损伤尺寸特性存在一定的统计分布规律.研究结果能够为航空发动机风扇叶片实际的维护维修工作提供相关技术参考.      

角度传感器动态角误差测量方法的研究

针对急需解决的角度传感器动态角计量问题,设计了动态角误差的测量方法,详细介绍了测量原理、测量过程及误差的评定方法,并进行了测量结果的不确定度评定。由不确定度评定可知,转台对传感器的电磁干扰导致的读数跳动及安装误差对测量准确度影响较大,为进一步完善该测量方法指明了研究方向。     

基于串口通讯的离心机动态半径采集系统的设计

介绍了精密离心机动态半径实时数据采集与处理系统的设计。该系统通过串口接收下位机采集的实时数据,经过处理在PC机界面以实时曲线的方式显示。此动态半径采集系统在VC环境下设计实现,可实现离心机动态半径的在线检测,具有良好的直观性和实用性。     

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。     

航空氧气减压器性能仿真分析

对战斗机用供氧系统氧气减压器结构及工作原理进行分析,以逆向式减压器为研究对象,通过理论简化结构模型和气体动力学原理,建立了减压器稳态和动态数学模型.利用MATLAB/Simulink进行了减压器性能的数值仿真计算,从理论解析和仿真结果两方面综合分析了减压器的稳态特性和动态特性,通过对仿真计算结果与试验结果的对比分析,表明所建立的数学模型是准确的,采用的仿真计算方法符合计算精度要求.以此为基础分析了减压器的结构参数对其静态特性的影响,找出了影响减压器动态特性的主要因素,对减压器的设计和改进工作具有很好的参考作用.     

基于宏定义动态链接的模块化星载软件升级方法研究

提出了基于宏定义动态连接的软件模块化设计思路, 并针对某小卫星平台的体系结构, 对其星载软件进行了具体的模块化实现, 同时提出了一种在轨升级方案. 经实验验证分析, 所提出的模块化设计思路提高了星载软件在轨升级的效率和灵活性, 升级过程中对结构化模块信息上载和验证, 提高了升级方法的可靠性和安全性.