微射流作用下的超声速流场控制机理研究

以24°压缩拐角为流场模型,针对不同注入总压微射流作用下来流马赫数为2.9的超声速压缩拐角流场进行了数值研究,喷射方向与来流垂直。研究表明,微射流阻挡作用下,其下游速度被减小,而减弱了分离激波强度。此外,微射流与来流耦合会产生正反向旋转流向涡对,在其下洗作用下,高能量流体被带入到边界层底部近壁面处,使此处低能流体被激活,进而增强了边界层的抗逆压能力不易发生分离,且这种激活能力会随注入总压的增加而增强。权衡控制效果和注入能量认为,注入压比(注入总压/来流总压)为0.60的微射流为最优方案,在其作用下,拐角区分离面积被减小了近70%、激波交汇点与壁面的距离被降低了近37%、分离激波强度被削弱近12%。     

求解C_nH_mO_lN_k-空气系统化学平衡成分的双变量迭代法

燃烧过程和高温气体热力过程的计算需要求解燃气的化学平衡成分。本文提出了一种求解C_(n)H_(m)O_(l)N_(h)-空气系统化学平衡成分的双变量迭代法。与普通的简单迭代法相比,双变量迭代法的收敛性十分可靠;与赫夫法和怀特法相比,双变量迭代法的计算机程序十分简单、计算量极小(所需机时仅为前两者的10％～30％),而收敛性还有所改善。此外,对于贫油混气,文中还提出了双变量同时迭代的计算方案,使计算过程的收敛速度进一步提高。     

用数值模拟的方法研究磁暴主相期间影响环电流分布特征的要素

环电流是距离地心2～7 Re的带电粒子围绕地球西向漂移形成的.环电流的增强将引起全球磁场的降低,反映了地磁暴的强度.磁暴主相期间,对流电场驱动等离子体片中的能量粒子经历E×B漂移与俘获注入环电流,进入损失锥的粒子沉降到大气中.本文采用磁暴主相期间环电流离子分布的模型,结合上述因素研究不同离子能量下对流电场对环电流离子通量的直接影响,以及强弱对流电场下环电流能量离子投掷角的变化,并从物理上阐述造成此种通量分布特性的原因.      

基于 FPGA的终端一体化 1553B总线协议测试系统

MIL-STD-1553B(以下简称“1553B”)总线在飞机的航电系统中作用重要。为了摆脱对国外 1553B协议芯片的依赖,研究设计了 1款基于 FPGA的终端一体化 1553B总线协议测试系统。系统采用模块化的设计方法,使用 Verilog语言进行代码编写,设计实现了 4路 1553B总线,每路实现了 BC、RT、BM终端一体化,完整地实现了 1553B协议的功能,并且实现了 10种类型的故障注入。通过上位机测试对该系统进行了板级验证,测试结果表明:本设计实现了预期功能,相对于功能单一的 1553B协议芯片,该系统极大提高了应用场景的灵活性和可靠性。     

静止轨道自旋卫星离轨控制策略的研究

对静止轨道自旋卫星离轨控制策略进行了分析。通过某静止卫星离轨控制的实际工作,分析了有关离轨控制策略制定原则,详细阐述离轨控制策略制定及离轨控制过程中需要考虑的约束条件,总结出适于静止轨道自旋卫星的离轨控制策略。     

固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制试验研究

介绍了固体火箭发动机卧式六分力试车台系统及其测量原理,设计了燃气二次喷射固体发动机试验系统,完成了燃气二次喷射发动机原理性试验。试验结果表明,二次喷射具有放大作用,燃气二次喷射能产生较大的侧向控制力。试验得到的推力矢量控制偏角为7°,二次喷射燃气侧向比冲为2 366.4 N.s/kg,其效率远高于液体二次喷射。     

飞机燃油系统地面模拟试验干扰的产生和处理

分析燃油地面模拟试验台测控系统在调试过程中模拟量输出信号出现大幅度波动的原因,介绍其处理过程及实际效果,指出在试验中应采取的措施。     

斜爆震发动机研究进展与技术挑战

斜爆震发动机（Oblique detonation engine, ODE）采用驻定斜爆震波（Oblique detonation wave, ODW）实现高超声速气流中燃料化学能向推进系统机械能的高效转化，可大幅提升吸气式飞行速域上限，具有重要发展潜力和应用价值。本文从早、中、近期3个阶段概述ODE发展历程，总结当下斜爆震燃烧及发动机的研究现状。重点从发动机设计角度综述国内外在斜爆震燃烧组织、燃料喷注掺混以及总体性能与内流设计3方面的研究进展。深入分析了总体约束下的内外流一体化设计、高超声速气流中的燃料喷注掺混、复杂来流条件下的稳定燃烧组织、高热载荷防护以及超高速工况试验条件5大技术挑战及重点关注方向，为后续深入技术攻关及应用提供参考。     

Control of squealer-tip leakage flow with perforated-rib coolant injection in an axial turbine cascade

A novel perforated-rib configuration is proposed for controlling the tip leakage flow at the rotor tip of an axial turbine. Three perforated-rib layouts are considered, wherein a perforated rib is installed at (A) the Suction-Side squealer (SS-rib), (B) the Pressure-Side squealer (PS-rib), and (C) the additional squealer along the blade Camber Line (CL-rib). A numerical method is used to show how the novel rib layouts affect the aerodynamic performance of the tip leakage flow. Results show that the coolant jets issuing from the perforated-rib injection holes penetrate deeper into the tip clearance than those in the baseline squealer-tip case, and how the perforated-rib coolant injection affects the tip leakage flow depends strongly on the rib layout. The PS-rib and CL-rib layouts appear promising for controlling the tip leakage flow, playing a significant role in reducing the total pressure loss and improving the turbine blade’s isentropic efficiency. In particular, under an injection mass flow ratio of 1% and a tip clearance of 1% blade span, the PS-rib layout reduces the leakage mass flow rate by 27% and increases the isentropic efficiency by 1.25% compared with those in the baseline squealer-tip case. Meanwhile, the advantages of the PS-rib layout in tip leakage control are confirmed under small and large tip clearances.     

故障注入技术在飞行器非电系统中的应用进展

故障注入是一种基于试验的测评方法，是飞行器综合健康管理的重要组成部分，在提高飞行器的安全性方面具有重要作用。本文介绍了故障注入技术的基本原理，详细阐述了故障注入的各种实现方法在飞行器中的应用现状，重点分析了故障注入技术在飞行器结构、防热、液压、机械等非电系统应用中的关键技术以及存在的技术难点，并展望了该领域的发展。