氢/氧气-气喷注器冷流掺混与燃烧比较的仿真研究

分别采用无化学反应的和带化学反应的湍流N-S方程描述发动机内流动过程,对气-气同轴剪切式单喷注器进行了冷流掺混和燃烧的仿真.其中化学反应速率由Arrhenius公式计算,采用9步详细反应动力学模型来描述氢氧反应.对典型冷流和燃烧仿真结果进行了比较,结果表明燃烧掺混速率明显小于冷流掺混速率;并对同轴喷注器关键参数对冷流和燃烧掺混的影响进行了仿真和分析比较,得到速度比、缩进量和喷注流量的影响是一致的,而喷注速度的影响是相反的.      

涡轮盘低循环疲劳的概率设计

基于涡轮盘结构的低循环疲劳设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,提出了涡轮盘低循环疲劳的概率设计流程。首先进行涡轮盘结构的优化分析,其中以确定性设计准则作为约束条件;以优化结构方案为基础,考虑参数的随机性,对涡轮盘低循环疲劳进行可靠性分析;以低循环疲劳寿命的可靠度为概率设计准则,对涡轮盘进行反复的设计和计算验证,通过修改结构尺寸完成涡轮盘低循环疲劳的概率设计。同时,根据灵敏度分析结果,讨论了设计变量的分散性对涡轮盘寿命的影响,为进一步提高结构的可靠性提供了新的研究思路。结果表明,按照概率设计观点确定的涡轮盘结构兼顾性能和可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的重量。同时该概率设计流程简单方便,易于工程的推广应用。     

二分图中哈密顿[k,k+1]因子

主要研究了在均衡二分图G中哈密顿[k,k 1]因子的存在性.设G=(X,Y,E),|X|=1Y1=2/n≥4(k-2)-3,k≥2且n≥2,δ(G)≥k,若G中每一对不相邻的顶点u,v有max{dG(x),dG(x)}≥4/n 2,则G有包含哈密顿圈C的[k,k 1]因子.在此基础上,进一步给出结论:二分图G=(X、Y、E),|x|=|Y|=2/n≥4(k-2)且n≥2,δ(G)≥k,若G中每一对不相邻的顶点u,v有dG(v)≥2/n 4,则G有包含哈密顿圈C的[k,k 1]因子.结论在很大程度上改进了已有的包含哈密顿圈的度条件,进一步完善了包含哈密顿圈的因子理论.     

实时雨流计数法的“三变程”计数原则

讨论载荷历程计数中的变程计数原则、雨流截断原则、峰谷值比较原则等主要计数原则,在此基础上重点论述雨流计数的"三变程"计数原则的原理、特点和使用方法,并指出与其他原则相比该原则所具有的优势.     

气-气喷注器流量特性实验研究

对气-气喷注器的两种类型七种结构的喷嘴进行了带反压的流量特性试验, 选择其中一种结构的喷嘴展开在单路工作的流量特性试验, 重点考察进口压力和反压变化对喷嘴流量特性的影响和氧化剂喷嘴和燃料喷嘴的相互作用;通过试验测量和对实验数据的拟合, 得到喷嘴流量系数的经验公式.所得的结论对全流量补燃循环发动机气-气喷注器的优化设计有一定的指导意义.      

高超声速串联式组合动力装置方案

为保证高超声速运输机在宽广的飞行包线内(Ma＝0~5,H=0~30km)稳 定可靠工作,对涡轮/冲压组合动力装置串联方案展开研究.首先建立了经试验数据校核的 适于高超声速飞行的组合动力装置部件级变循环详细非线性性能计算模型;在此基础上,利 用发动机设计点热力循环分析和非设计点性能分析方法对串联方案的综合特性进行评估,最 终给出一种经过优化的串联布局涡扇/冲压组合动力装置总体性能设计方案.研究结果表明 ,优化方案可有效地缩小组合发动机的结构尺寸与重量,有利于进气道,喷管的调节以及冲 压燃烧室燃烧的组织.通过综合调整发动机5个可调几何部位以及涡轮发动机燃油流量和冲 压燃烧室燃油流量,可以实现涡扇/冲压模式的平稳转换.      

RBCC引射/亚燃模态过渡点选择

以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发,建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法,研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律,提出了基于比冲最优、推力变化最小的模态过渡点选择方法;结合某一具体飞行任务的典型弹道,获得了在飞行马赫数为2.6±0.1、飞行高度为11.7～12.9 km范围内进行引射/亚燃模态过渡最佳的结论.     

液氧／甲烷发动机动力循环方式研究

综述了液氧／甲烷发动机的研究进展,分析了液氧／甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧／甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和低压的补燃循环．     

嵌入式微处理器NCS多任务管理单元MTU的研究

确立了多任务管理单元 MTU的设计方案,探讨了多任务管理的定义、数据结构,给出了微处理器多任务切换算法,提出了多任务管理单元 MTU细胞群结构。细胞群结构由细胞组成,每个细胞可进行一种测试并输出测试的布尔值给微程序控制器来控制微程序的转移。多任务管理单元 MTU的 RTL级 VHDL描述经 EDA工具 MENTOR GRAPHICS的综合与仿真验证了多任务管理单元 RTL级 VHDL描述的正确性与有效性。     

补燃循环发动机推力调节研究

推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量。通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的功率,最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节时。对预燃室温度的影响较大,推力向上调节幅度不宜过大,但可进行较大幅度的向下调节。上述推力调节方案对发动机比冲的影响很小,可以忽略不计;对发动机混合比的影响也较小,只需在大范围推力调节时考虑;推力调节速率不宜过快,应小于20％／s。