Analytical exact solutions for unsteady collisionless plume flows in a vacuum

This paper presents a set of gaskinetic solutions to the problem of unsteady collisionless round plume development: startup and development to a steady flow; steady flow; and shutting down from a steady flow. This can find applications in studying similar transient plume flows from space propulsion devices. Different from many past studies, here we consider the general situation that the average exit gas speed can be larger than zero, and detailed geometry of the nozzle exit radius is included. A fundamental space–velocity–time relation is adopted in this study and it plays a crucial role to obtain the complete flowfield properties of density, velocity, pressure and temperature. This study reveals that there are some internal complementary relations on density and momentum among these three processes. The results involve complex integrations involving factors of time, geometry, and specific speed ratio. Several numerical simulations with the direct simulation Monte Carlo method validate these analytical exact results.     

水下喷雾发动机非设计点性能分析

针对水下喷雾发动机非设计工况下运行特性,建立数学模型并开展数值模拟研究,分析了航行体速度及环境压力对发动机性能的影响等,以期全面了解发动机特性,为其设计工作奠定理论基础。计算结果表明:当发动机应用于航行速度大于发动机设计速度的航行体时,需增大通入气体质量流率,但发动机推力略有减小,推进效率增大;环境压力大于发动机设计工况时,需减小气体质量流率,同时发动机推力及推进效率均减小。通过反馈控制调节气体质量流率及压力,可使发动机动力输出满足航行体一定速度范围内航行的推力需求。      

公务机工程管理系统设计和实现

依据CAAC对飞机工程管理的要求．结合公务机工程管理的业务知识以及公司多年飞机退租运营经验,基于web技术,设计了适用于多机型、多客户、智能化、B／S架构的公务机工程管理系统。该系统具备流程配置化、运行自动化的工程文档审批流程、维修指令系统生成、主动提醒（预警）维修项目和工程文档的失效日期、生成飞机部件清单等功能,保证数据的时效性和正确性,为公务机工程管理提供了安全稳定可靠的信息化管理平台。     

超音速公务机声爆计算与布局讨论

超音速公务机是航空工业的重要发展方向之一,低声爆设计技术是超音速公务机的关键技术,但国内在该领域几乎没有任何研究基础,无法为超音速公务机提供足够的设计支持。为此,介绍了两种计算声爆的方法：一是从超音速流动的线化方程出发,推导体积和升力产生声爆强度的估算方法,该方法适用于飞机概念设计阶段;二是从非线性声学传播方程出发,使用CFD近场结果作为输入,编程计算声爆强度,该方法适用于飞机初步/详细设计阶段。在此基础上,对影响声爆强度的参数进行初步分析,结果表明：飞机重量和飞行高度对声爆强度影响很大,展弦比、翼载等参数对声爆强度的影响较小;＂细长机身＋鸭式布局＋大后掠三角翼＂布局比较有利于减小声爆强度。     

带推力矢量的涡扇发动机实时数学模型研究

利用流场计算结果建立了轴对称矢量喷管的实是数学模型。将发动机部件热力参数间的关系用显式的解析式关系表示，从而去掉部件计算机的迭代过程，以此方法建立了涡扇发动机实时数学模型。在以上两个模型的基础上建立了带轴对称矢量喷管的涡扇发动机数学模型。利用此模型研究了矢量喷管对涡扇发动机工作参数的影响。结果表明，该模型可完成带推力矢量的涡扇发动机静态及动态计算，并可用于推力矢量控制研究。矢量喷管的偏转对涡扇发动机工作具有一定影响。     

联合射流控制技术的增升效果和机理

数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离.     

液体燃料脉冲爆震发动机点火方法研究

目前脉冲爆震发动机的起爆主要采用爆燃向爆震转变的方式实现,而爆燃波发展缓慢,消耗了循环周期的很长一段时间。为缩短爆燃向爆震转变的时间和距离,本文研究了一种新型蒸发管点火系统,用蒸发管对两相混合物进行预蒸发,在预燃室内点火形成火焰射流进入主爆震室,实现主爆震室内两相混合物的快速短距离起爆。热态实验在内径120mm,长2500mm的爆震室上进行。与火花塞直接在主爆震室点火相比起爆时间可以从12.5ms缩短到2～3ms,起爆距离可以从1350mm缩短到775mm。预燃室长度和个数对起爆过程也具有非常明显的影响,长度和个数的增加都有利于爆震波的起爆。     

弹体自旋条件下姿控发动机控制律设计

针对大气层内带有横向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,研究了弹体自旋条件下的姿态控制问题。以导弹的横向加速度为输出,建立了姿态系统数学模型,并对模型进行了分析和简化。考虑了双通道控制和单通道矢量控制两种控制方式,针对姿控发动机的离散工作特点,分别研究了控制律设计问题,实现了横向加速度的快速跟踪。针对喷流干扰效应,给出了喷流放大因子的在线估计算法。最后,进行了数值仿真,仿真结果说明了所提方法的有效性。     

密集型阵列冲击射流换热特性实验

设计了多种不同几何参数的阵列射流冲击孔实验件,利用红外热像仪对其冲击冷却进行了热像显示实验,获得了冲击射流雷诺数和几何参数对局部对流换热特性的影响规律.结果表明:①对流换热系数随着射流雷诺数R_ej的增加而逐渐增大;②随着孔间距的或者冲击间距的增大,冲击冷却的对流换热效果逐渐减弱;③当孔间距与孔径之比在3～5时,顺排阵列射流的强化换热效果优于叉排,而当孔间距与孔径之比为2时,在阵列射流上游叉排排布的强化换热效果优于顺排,而在下游则顺排排布的强化换热效果占优.      

半封闭通道射流冲击孔流量系数的实验

对半封闭通道射流冲击孔的流量系数进行了实验研究,针对单排、双排冲击孔结构,在变化各种几何参数及流动参数的情况下,较为系统地获得了射流孔展向间距与射流孔直径之比、射流孔流向间距与射流孔直径之比、射流冲击间距与射流孔直径之比、射流孔倾角等因素对于流量系数随射流雷诺数的变化曲线.通过对比分析,讨论了各种因素对流量系数的影响.