多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

激波矢量控制喷管落压比影响矢量性能及分离区控制数值模拟

激波矢量控制喷管矢量角随落压比(NPR)的增大而下降的现象已被许多研究所证实.对NPR影响矢量角机理及基于多缝腔体和多缝辅助注气方法的分离区控制研究,目标是寻求大NPR条件下矢量性能提高的方法.研究表明:NPR影响矢量角的机理主要由于次流下游近壁面分离区由小NPR时的开放型变为大NPR时的封闭型,从而导致由于壁面压差力产生的矢量力减小所致.多缝辅助注气方法可以有效控制分离区在大NPR时保持开放,注气压力为环境压力时可以在不从系统额外引气的条件下提高矢量性能.      

间隙高度对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,对不同间隙高度超声速膨胀器的流场和性能进行了数值研究,结果表明:间隙高度显著影响三维流道内的局部流动特性和超声速膨胀器的整体性能,随间隙高度增加,气流最高相对马赫数降低,高速区范围逐步缩小;泄漏涡增强,尺度变大,横向和径向运动明显,泄漏损失增加,但激波及激波附面层相互作用的损失降低;超声速膨胀器的膨胀比先增大后减小,等熵绝热效率持续降低.下端壁、吸力面附近低能流体之间以及与壁面的摩擦损失和间隙泄漏损失是有间隙超声速膨胀器三维流道内损失的主要来源,超声速膨胀器的间隙高度宜在0.9%h₀~1.5%h₀之间选取.      

超声速串列静叶积叠优化分析

在进口超声速、气流转折角大的高负荷条件下,静叶通道中激波强度高,激波、附面层干扰引起的损失大,且静叶中三维流动引起的径向载荷分布不均匀,易产生角区分离。叶片积叠优化是提高风扇性能的一项有效技术。采用数值模拟的方式研究了不同积叠形式对优化串列静叶沿展向激波结构,改善叶排间流动匹配的作用。三维流动对比分析可以得出:高负荷串列静叶采用正弓形积叠,叶片展向载荷分布合理,静叶端壁角区分离损失减小,前后叶片排流动匹配较好,风扇性能进一步提高。     

穿越微下冲气流的飞翼布局无人机控制方法

微下冲气流是最危险的低空风切变形式,为在起降阶段安全穿越该气流,飞翼布局的无人机控制律应具有快速响应能力和良好的鲁棒性。针对大展弦比飞翼布局无人机舵面附加升力大和低速状态俯仰操纵效能低的特点,提出了舵面附加升力和机体气动力相结合的复合控制方案,改进了以输出误差为参考量的非线性指令分配策略,设计了基于迎角保护的指令分配策略。将风干扰和模型的不确定性视为未知扰动,采用自抗扰控制(ADRC)理论设计飞翼布局无人机非线性控制律,使之对风干扰和模型的不确定性进行估计补偿。仿真结果表明,复合控制与ADRC相结合的方法加速了航迹倾角的单位阶跃响应速度,使上升时间缩短了64%,同时能够实现对风干扰的有效观测和补偿,使高度损失低于2m;能够在风切变中有效保护迎角,使其维持在5.5°以内。因此,该方法能够为飞翼布局无人机安全平稳地穿越微下冲气流提供一种参考方案。     

球形点火腔对脉冲爆震DDT过程影响的数值研究

为了减小脉冲爆震发动机PDE（pulse detonation engine）单次循环时间,缩短爆燃向爆震转变DDT（deflagration to detonation transition）距离是关键.为此,提出了一种在头部添加球形点火腔的新型爆震管道结构设计方案,并采用丙烷和空气为可爆混合物,通过对新型爆震管DDT过程的二维数值模拟,研究其对DDT距离以及DDT时间的影响.数值模拟结果表明,头部采用球形点火腔后,点火腔中的压缩波经过多次反射后,能够在爆震管中更快地促使爆震波形成,DDT距离大大缩短;当球形点火腔直径为1.5倍等直爆震管直径时,相对于常规等直管爆震管结构,其DDT距离和过程时间分别减少了14%和16.26%.      

地基深空网发射机现状及未来发展

我国未来深空探测工程的发展对地基深空站发射机提出了更高的要求,不仅仅需要具有更高的输出功率,同时需要解决发射机高频谱纯度、高效率以及上行功率合成等。针对这些要求,对国内外地基深空网的组成和深空站高功率发射机现状以及未来发展趋势进行了研究,分析了速调管发射机与固态发射机在高功率输出条件下的优势,在此基础上,提出了我国深空站速调管发射机需要开展高功率连续波速调管、高功率低损耗滤波器、低纹波高功率开关电源、上行功率合成等关键技术,并为相应关键技术提供了理论建议及相应的解决方法,这可以为我国未来深空探测工程高功率发射机研制提供技术支撑,为后续地基深空网建设和发展提供参考。     

深空探测器无线电干涉测量开源数据处理系统构建及试验

为更好地开展深空无线电干涉测量试验,基于DiFX(Distributed FX,分布式FX型相关处理)、SPICE(Spacecraft Planet Instrument Camera-matrix Events,航天器行星仪器照相机矩阵事件)、HOPS(Haystack Observatory Postprocessing System,Haystack克天文台后处理系统)及AIPS(Astronomical Image Processing System,天文图像处理系统)等开源软件,搭建了一套可用于深空探测器信号相关处理的无线电干涉测量数据处理系统。首先介绍了该系统的整体架构及组成,然后介绍了系统各组成模块的功能及工作原理,最后利用该系统对嫦娥三号着陆器开展了观测试验,并对观测数据进行了处理。试验结果表明,该系统能成功实现深空航天器信号的相关处理、条纹拟合,以及时延解算等功能,有望为我国嫦娥五号任务及火星探测任务数据处理提供支持。     

高重合度齿轮传动系统的振动参数稳定性

研究了高重合度齿轮转子-滚动轴承传动系统的振动强度稳定性以及振动轨道稳定性随系统参数的变化规律。通过振动强度参数稳定域的计算,量化了高重合度齿轮副对齿轮转子 滚动轴承传动系统稳定性提升的贡献大小。结果发现在转子质量偏心较小的条件下,高重合度齿轮系统的振动强度稳定性要比普通重合度齿轮系统提升很多;但在转子质量偏心较大时,高重合度齿轮副的采用对传动系统参数稳定域的扩张并没有显著贡献。通过振动轨道稳定性全局分岔图的计算,明确了滚动轴承游隙、转子质量偏心等参数对高重合度齿轮转子-滚动轴承系统振动轨道稳定性的影响规律,获得了系统各种稳定周期轨道及非周期轨道与对应参数区间的映射关系。      

基于热态叶型的小轮毂比弯掠叶片结构保形设计与优化

发展了一种保持且基于气动设计给定的热态叶型的冷态叶型迭代解算方法,并将其融入叶片罩量调节的优化设计,其中在热态叶型的基础上调节罩量,针对冷态叶型计算变形与应力等,变形后的叶片逼近热态叶型,尽可能减小了对热态叶型气动特性的影响.实现了冷态叶型迭代求解与罩量调节中结构有限元网格的自动更新,并基于iSIGHT优化平台,建立了叶片罩量调节多目标优化设计的自动化分析流程,并以一小轮毂比弯掠风扇叶片罩量调节为例,考查了罩量调节中考虑轮盘与否对优化设计结果的影响.计算分析实例表明:所发展的方法可在保持热态叶型的前提下使叶片最大应力和最大变形分别下降了10.6%和46%.