跨声速风扇转子叶尖间隙效应的数值研究

对某三级跨声速风扇第一级转子带叶尖间隙的三维流动进行了数值模拟,分析了6种不同叶尖间隙下转子的性能和失速裕度,发现转子在无间隙时总压比和等熵效率最高。随着叶尖间隙的增加,峰值等熵效率一直降低。当间隙很小时,叶尖间隙的变化对效率的影响并不是很明显。而转子的失速裕度与叶尖间隙的大小并不存在单调的关系,在0.434%叶尖间隙弦长比时达到最大值,此时的等熵效率和压比均很高,说明存在着最佳间隙。     

小型涡喷发动机数控调节器的半实物仿真

介绍了某小型涡喷发动机数控调节器的半实物仿真试验系统的设计,以及软件和硬件的试验配置。半实物仿真试验对涡喷发动机控制系统的稳态和瞬态性能进行了校正和验证。试验完成了发动机数控调节器在地面和空中起动、停车功能的检验;自动加、减速功能,稳态调节性能的校正和校验;评价了发动机空中起动,按理论弹道飞行过程的调节性能。最后,给出了部分的仿真试验曲线。      

高超声速动力能热管理技术综述

高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向,但高超声速飞行工况的特殊性使其动力 系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详 细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响,但其目前在该领域研究技术的成熟度较低,飞发一体化是 解决问题的重要技术途径之一。通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比,概述了现有高超声速 动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等,在此基础上总结了能热（能源与热）管理的未来发展趋势为热电转换 等,为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。     

等离子体片边界层中静电不稳定性产生的波-粒动量交换率

本文介绍了非均匀等离子体片外边缘离子束流-密度梯度漂移不稳定性的二级理论。二级动量交换率的计算表明, 模型等离子体中冷、暖束流离子的场向动量以及暖束流离子的横向动量可以被静电波来减小。这些波是由离子束流-密度梯度漂移不稳定性产生的。这些结果对于理解等离子体片外边缘等离子体的各向同性化和热化是很有用的。      

磁尾静电离子束流-密度漂移不稳定性的数值研究

本文研究了磁尾等离子体片边界层宽频带静电噪声的产生机制.模型等离子体由暖的背景电子、暖的向地球方向的离子束流和较冷的向尾方向的离子束流组成.结果表明,静电离子束流-密度漂移不稳定性可以在比较宽的频率范围内激发,在低频区大传播角方向上增长率最大,在高频区小传播角方向上增长率也比较大。最大增长率的方向取决于离子束流和密度漂移的速度比值.这些结果与磁尾观测到的宽频带静电噪声特征符合一致.      

双模式化学推进技术发展研究

阐述了卫星双模式推进系统的技术特征、工作原理及应用优势。总结了国内外对双模式推进技术研究的历史发展和研究现状,针对双模式推进系统的未来发展,对双模式推进的关键技术进行了总结和分析,说明了双模式推进技术研究的必要性和重要性。提出了我国双模式推进系统相关的发展策略和途径。在此基础上,根据我国已有的航天器单、双组元推进技术基础和航天任务对寿命、控制精度及工作环境提出了新的要求,并指出了发展双模式推进系统的初步设想。     

液体火箭推进系统液路固有频率计算

采用MATLAB/SIMULINK软件,基于电路法对推进系统液路固有频率进行仿真,仿真结果与采用传递矩阵法结果相接近,说明采用电路仿真法计算液体火箭推进系统固有频率是可行的。与传递矩阵法相比,电路仿真法更能精确反映各参数对推进系统液路固有频率影响关系。通过改变管路各元件布置,进而相应改变电路,最终可以实现优化推进系统固有频率的目的。     

Aerospike nozzle contour design and its performance validation

A simplified design and optimization method of aerospike nozzle contour and the results of tests and numerical simulation of aerospike nozzles are presented. The primary nozzle contour is approximated by two circular arcs and a parabola; the plug contour is approximated by a parabola and a third-order polynomial. The maximum total impulse from sea level to design altitude is adopted as objective to optimize the aerospike nozzle contour. Experimental studies were performed on a 6-cell tile-shaped aerospike nozzle, a 1-cell linear aerospike nozzle and a 3-cell aerospike nozzle with round-to-rectangle (RTR) primary nozzles designed by method proposed in present paper. Three aerospike nozzles achieved good altitude compensation capacities in the tests and still had better performance at off-design altitudes compared with that of the bell-shaped nozzle. In cold-flow tests, 6-cell tile-shaped aerospike nozzle and 1-cell linear aerospike nozzle obtained high thrust efficiency at design altitude. Employing gas H₂/gas O₂ (GH₂/GO₂) as propellants, hot-firing tests were carried out on a 3-cell aerospike nozzle engine with RTR primary nozzles. The performance was obtained under two nozzle pressure ratios (NPR) lower than design altitude. Efficiency reached 92.0–93.5% and 95.0–96.0%, respectively. Pressure distribution along plug ramp was measured and the effects of variation in the amount of base bleed on performance were also examined in the tests.     

水基推进系统综述

水基推进系统的发展为航天器推进、供电、能量储存、系统构建提供了新的选择。这一系统的核心是一体化可再生燃料电池,它利用太阳能电池帆板提供的电能电解水．产生的氢氧气体既可以用于燃烧推进,又可以通过燃料电池反应重新复合为水进行供电。介绍了水基推进系统的基本组成与工作原理,通过质量估算与性能分析,评估了水基推进系统的工作能力、适用范围及空间应用优势。     

类X-47狭缝式进气道的流动特征与工作性能

对一种背部安装的狭缝式进气道进行了设计和仿真研究,获得了该类进气道的流动特征和工作特性。结果表明,由于存在剧烈的通道弯曲和宽度收缩,进气道的内部流动较为恶劣,边界层气流在通道的上方和下方两侧堆积,并在扩压器后段的上部出现了分离。当自由流马赫数为0.70、迎角为0°时,进气道出口截面的总压恢复系数为0.975,总压畸变指数则达0.484。另外,进气道前方的大鼓包未能起到有效排除前体边界层气流的效果,而正迎角下前体侧棱产生的前缘涡则能将前体边界层扫向机体的两侧,有效减少了进入内通道的低能气流,对出口截面下方两侧的低总压区起着抑制作用。本文的工作还为狭缝式进气道的改进设计提供了依据。