吸气式电推进系统进气道结构对进气性能的影响

吸气式电推进系统能收集高空稀薄气体作为推进剂,延长卫星的工作寿命,其关键性技术之一是进气道的结构设计。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)法,数值研究了进气道长纵比、进气道出口锥角和栅格结构及其几何尺寸参数对进气道进气性能的影响规律。结果表明：提高进气道长纵比,能提高进气道的压缩比和收集效率,当长纵比为7时,压缩比和收集效率达到最大值,分别为200和0.65;增大进气道出口锥角,进气道的压缩比和收集效率呈现先增大后减小的变化趋势,出口锥角的理论最优值为70°;栅格结构能有效防止已捕获粒子从进口逸出,从而提高进气道的压缩比和收集效率,改变栅格板厚度对进气道的压缩比和收集效率影响不大,而增加栅格板的长度和层数,进气道的压缩比随之提高,但收集效率降低。     

吸气式发动机智能化技术发展及展望（英文）

智能化技术是支撑未来吸气式发动机发展的重要技术手段,体现了一个国家高端装备的研发水平,可大幅度提高吸气式发动机的研发效率和质量。本文论述了智能化技术在吸气式发动机领域的研究现状,从智能设计、智能部件、智能感知、智能控制、智能自愈、智能维护六个维度分析了吸气式发动机存在的问题及技术挑战,给出了几个重点方向的发展建议及展望。     

改进BP算法在模糊神经网络中的应用

引入一种改进的BP算法——动量因子-自适应学习率算法.通过调节动量因子以及在学习过程中的学习率实现自适应,以提高学习速率和增强学习的平稳性.将该学习算法引入到串形结构的多层前向模糊神经网络中,通过学习确定了模糊映射关系,实现了对象的模糊故障诊断.在应用模糊神经网络进行故障诊断时,被监测的故障征兆信号与网络输入层相连,即将输入向量输入到网络中,经过模糊化处理,得到各故障征兆在所定义征兆的模糊子集上的隶属度向量,再利用神经网络的前向计算,得到故障原因的模糊隶属度向量,最后通过对向量的分析确定故障原因的类型.将上述模糊神经网络应用到空气静压轴承中,实现了设备的故障诊断,测试结果验证了该方法的有效性.      

单流体二维太阳风结构的磁流体力学模拟

在添加动量项的条件下，对单流体二维磁流体力学方程组进行模拟，得到了子午面上的太阳风结构，结果表明，添加动量项的形式及其被加入的位置对远区太阳风速度和质子密度有重要的影响。本文在适当的区域加入合适的动量项得出了远区太阳风速和质子密度与Ulysses观测基本符合的结果。文中给出了较合适的动量添加区域为3.5-10Rs(Rs为太阳半径）。     

合成射流控制鼓包分离流动的数值模拟

为了研究合成射流控制鼓包背风面分离流动的效果,采用商用流体力学软件FLUENT^® 6.3求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过分析鼓包壁面摩擦力系数分布、旋涡脱落结构以及射流孔口附近流动结构,揭示了合成射流对分离点不固定的流动分离的控制机理.结果表明:在分离点前施加合成射流可有效缩小回流区范围,涡脱落被施加的激励"锁定",涡脱落的频率等于合成射流的频率.此外,在本研究所考虑的情况下,动量系数越大,控制效果越好.从时均效果看,当施加最大吹气动量系数为0.369 1%的合成射流时,分离泡长度减小了11%.     

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.      

基于协作机械臂的航电开关柔性检测算法

在基于协作机械臂的航电联调联试系统中,为了解决机械臂在检测航电开关时存在环境复杂、需要适应不同种类开关与定位误差等问题,提出了两种基于关节力传感器的航电开关柔性检测算法,用来检测航电联试环境中主要的3大类开关.基于外力阈值检测的接触定位与操作算法,通过广义动量观测器估计末端外力,并在控制机械臂运动时设置操作力阈值,实现...     

高负荷吸附式压气机叶栅开槽方案实验研究

在低速条件下对三种吸气槽方案的高负荷吸附式压气机叶栅进行了详细的实验研究.通过墨迹流场显示法对叶栅壁面流场进行了测量,利用五孔气动探针对叶栅出口截面进行了扫掠,并对不同叶高的型面静压进行了采集,详细分析了全叶高吸气方式和两种局部吸气方式对叶栅流场结构和负荷能力的影响.结果表明,采用吸力面两端吸气对抑制角区分离流动、减弱通道涡强度和尺度、提高叶栅内流动性能的效果要优于其它两种方式,积聚在角区的低能流体由于较大的吸气量而被大量吸除是性能改善的关键.     

吸气-振荡射流激励器振荡特性

高效的振荡射流系统需要振荡特性优良的激励器,这要求减少激励器内流损失以提高出流流速、减少射流在0°偏角处的停滞时间以利于在流场中产生非定常旋涡、增大射流偏角以增大控制范围、有效调节振荡频率以接近最优控制频率。现以能大幅减少引入高压气源气体流量的吸气-振荡射流激励器为研究对象,通过数值模拟研究了不同几何外形激励器的起振、出流和频率特性。结果表明：只有当扣除射流宽度后的喉道高度大于反馈通道宽度的1.2倍,且反馈段长度足够、扩张角大小合适时,射流才会稳定振荡,并能与扩张段壁面相切;截短扩张段可使出口处射流中心速度提高67.3%;减小扩张段内分离涡的长宽比最大可使射流扫掠角达到±110°;改变反馈通道的宽度和长度会通过改变通道内通流面积和沿程损失以改变流量,从而影响频率。     

吸气式高超声速飞行器热气动弹性研究进展

吸气式高超声速飞行器是当前航空航天领域研究的热点,该类飞行器通常使用超燃冲压发动机作为推进系统,并采用一体化设计方案,带来了一系列的气动弹性问题。首先阐述了吸气式高超声速飞行器机体/发动机一体化建模研究进展;随后介绍了热气动弹性/推进耦合、控制系统耦合以及不确定性分析等方面的热气动弹性动力学研究进展,并对相关热气动弹性试验研究进行了分析;最后对吸气式高超声速飞行器的热气动弹性问题提出了若干研究建议。