欧洲“火星快车”探测器自行底盘概念设计的启示

通过对月球车和火星车的跟踪调研,重点介绍了俄罗斯所承担的欧洲空间局“火星快车”项目中火星车自行底盘概念的设计思想和具体实施情况。结合火星表面的复杂环境,研制方探讨了几种底盘结构设计方案,通过对比分析确立了6×6×4+4ш方案为优化方案;根据该优化方案研制的比例模型样机通过行走试验验证,结果表明自行底盘概念设计思想正确,有助于提高行星车在复杂地形中的运动能力、稳定性和可靠性。最后针对我国深空探测项目实施的需求,提出了拟开展工作建议。     

带多孔板的APU进气系统气动性能实验

利用实验方法对一类带多孔板的辅助动力装置(APU)进气系统气动性能进行了研究.实验结果表明:两出口的总压恢复系数和总压畸变指数均随流量的增加不断降低.总压恢复系数在定总流量时略微下降,在定配比时几乎线性下降.总压畸变在周向上主要受多孔板无孔区影响,径向上主要受流道曲率影响.随开孔率增加,总压恢复系数不断增加.动力端不同开孔率下,总压畸变以径向畸变为主,负载端在小开孔率时以周向畸变为主,大开孔率时径向畸变成为主要因素.      

低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量

低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。     

涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟

为了解冷气喷射对涡轮叶片前缘气膜冷却特性的影响,对圆柱形前缘双排孔气膜冷却进行全三维N-S方程数值模拟。计算域网格采用FNM形式的多块结构化网格。研究了射流与主流的流动机理,分析了不同吹风比下对壁面冷却效率的影响。计算结果表明,壁面平均绝热效率随吹风比的增大而升高。针对第二排孔结构参数进行优化设计,优化后的冷却效果要明显优于原始结构。     

涡轮试验台燃烧装置建模与仿真()基于混合物分数的分区模型

针对以空气、煤油为反应物的涡轮试验台燃烧装置及其出口段建立了一种系统层次上的可以处理燃烧和流动耦合效应的模块化数值模型,并提出了一种基于混合物分数的热力计算方案和混合物分数方程,与基于质量流量混合比模型的仿真结果以及试验结果的对比表明,基于混合物分数的模型解决了以往研究中存在的瞬态仿真稳定性问题,并具有与试验结果一致的仿真精度。     

基于预防性维修的APU性能评估建模与监控方法

当前民航领域对于辅助动力装置(APU)的维护方式主要有反应式维修和预防维修两种,但这两者都不能满足当前航空公司既要提升运行可靠性,又要节约维护成本的期望.本文将着重介绍APU的性能评估建模及监控方法.通过分析ACARS采样数据获得运行参数,应用统计分析获得关键参数以及参数修正数学模型.经过长期的数据分析获得关键参数阈值,从而评估APU性能.     

大型水陆两栖飞机翼型优化设计

对大型水陆两栖飞机翼型进行了数值优化设计研究,通过以翼型设计升力系数下的阻力系数最小化为设计目标和以翼型低头力矩、最大升力系数、失速后升力系数下降率作为约束条件的大型水陆两栖飞机翼型优化设计,在满足翼型相对厚度、最大厚度位置、最大弯度、最大弯度位置符合相应设计范围的情况下,得到了综合性能较基本翼型提高的新翼型.该设计方法适用于大型水陆两栖飞机的翼型设计,是一种符合工程应用实际的数值优化设计方法.      

采用差尾控制策略的某型机横滚操纵性

某型战机所采用的气动布局使得其横侧安定性较大,与同代其他现役飞机相比横滚操纵性能较差,飞行员在做横滚机动动作时飞机掉高度现象明显。分析了其在低速和高速飞行时横滚机动性能差的原因,研究了增加差动平尾控制提高横滚操纵性的问题。建立了采用差动平尾后飞机稳定横滚的数学模型,并通过定量分析计算说明了增加差动平尾控制,可以使该型战机的横滚机动性能提高近30%,而不会削弱其安定性。     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

激光辐照条件下光电电池温度特性的实验研究

激光输能具有广阔应用前景,而光电电池是激光输能技术中实现光-电转换的核心部件。文章围绕温度对光电电池输出性能的影响,通过建立电池输出性能实验测试系统,研究了一定激光功率密度下砷化镓电池和硅电池在不同温度下的伏安特性,以及开路电压、短路电流、最大输出功率、匹配负载、转换效率、填充因子随电池温度的变化规律,并给出其定量表达式,可为激光输能条件下光电电池的选择以及光电电池温度特性预测提供参考。