旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。     

基于深度学习的辅助动力装置性能参数预测方法研究

针对传统机器学习的辅助动力装置(Auxiliary Power Unit, APU)性能参数预测方法不能充分利用参数数据间的时序性和非线性问题,提出了一种基于卷积神经网络(Convolutional Neural Network, CNN)-长短期记忆(Long Short-Term Memory, LSTM)-注意力(Attention)的APU性能参数预测方法。首先,引入一维CNN,通过预处理的参数数据得到不同属性的抽象特征。然后,使用LSTM神经网络对这些特征进行记忆,并结合可以对特征状态赋予不同权重的Attention机制来实现参数预测。使用某型APU的参数数据预测未来不同步长的排气温度(Exhaust Gas Temperature, EGT)。实验结果表明,对于单步EGT的预测,CNN-LSTM-Attention模型在平均绝对百分比误差(Mean Absolute Percentage Error, MAPE)指标上比CNN-LSTM、LSTM和简单循环神经网络(Simple Recurrent Neural Network, Simple RNN)模型分别降低了15.2%、32.5%、60.3%,在均方根误差(Root Mean Square Error, RMSE)指标上分别降低了7.3%、11.6%、32.9%。同时它在多步EGT的预测中具有较高的预测精度,证明了该方法的有效性,为短期APU性能变化趋势预测提供一定的参考。     

区域导航星座分析设计研究

导航星座设计涉及诸多参数的优化组合,星座设计目标就是寻找一组参数组合,使其构成的星座在指定覆盖区域既能获得最优星座性能,又节省系统建设成本和星座长期维持费用.在详细论述导航星座性能指标及其可用性算法,以及导航星座参数设计因素的基础上,进一步提出了半分析式区域导航星座设计方法,并综合分析得到4种区域导航星座设计方案.最后,通过对比研究星座性能指标及定位精度仿真结果,初步说明区域导航星座设计方法和设计方案的可行性和合理性.      

中能贫氧复合固体推进剂提高性能的研究

对改善贫氧推进剂燃速分亦状态和提高推进剂热值的途径进行了研究。结果表明,适当缩短碳纤维长度明显地改善了由于碳纤维带来的燃速不均匀性;当氧化剂的含量减少到35～32％金属含量增加到40～45％时,理论热值达24MJ/kg。燃烧试验易于点火,能稳定燃烧,特征速度有较大提高。     

不同辅助启动材料对激光推进器冲量的影响

为了获得不同辅助材料对激光推进器工作性能的影响,利用高速运动分析仪测量冲击摆的最大摆角,根据摆角确定激光推进器的冲量,测量了不同辅助启动材料下激光推进器冲量。在压强为0.1 MPa时,POM辅助下激光推进器冲量为4.6 mN.s,是未辅助时的2.496倍。试验结果表明:大部分辅助启动能够明显地增强等离子体的能量吸收率,高分子材料POM的辅助启动效果最佳;随着环境压强的下降,辅助启动的作用更加重要。     

钛合金阳极化工艺及膜层性能测试

运用表面处理技术对钛及其合金进行表面改性,从而得到多种彩色膜和厚膜,同时对氧化膜的各种性能进行测试和分析,为钛合金阳极化的进一步研究提供了一定的技术基础。     

改善二元亚音扩压器性能的试验研究

本文按文献[1]提出的“失速裕度”设计法计算了二元亚音扩压器的几何尺寸和性能,其结果与作者所做的试验数据相差甚大.该扩压器是具有很大初始扩压角的突扩扩压器,在初始扩压段即出现严重的气流分离.此方法不适用的原因在于所用的附面层动量积分方程没有考虑壁面曲率项的影响.作者还对双扩压角直壁扩压器的性能进行试验研究,结果表明具有较大扩压角且短的初始扩压段的直壁扩压器性能优于相同面积比和长度的单扩压角直壁扩压器.此外,试验表明在分离点前安装适当型式和结构参数的叶片式涡流发生器能够控制扩压器内气流分离,从而使压力恢复系数C_p值提高25～34%.     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。     

基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计与初步评估

介绍了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计方法,并对设计的进气道的气动性能进行了初步评估。轴对称逆置等熵喷管采用特征线方法生成,以3°截短逆置喷管流动为基准流场,定义进气道出口为圆形截面,采用流线追踪方法和三维造型工具,生成了三维内收缩的超声速进气道,内收缩比CR=6.18。采用自主CFD软件分析了设计的内收缩进气道性能。无粘和粘性湍流计算表明,在设计点、起动状态下流线追踪进气道出口总压恢复系数高,流动核心区较为均匀。