脉冲爆震发动机尾喷管的实验

选取3类10种有代表性的脉冲爆震发动机尾喷管进行了试验.研究结果表明, 各种喷管对性能均有提高;对每类喷管均存在一最佳面积比, 使推力增益最大;在受试的尾喷管中, 收敛-扩张喷管增益最大, 达24%;填充系数对喷管性能增益影响甚微.      

气体二次喷射推力矢量控制的响应面优化设计

采用基于部分正交多项式的响应面法结合数值模拟试验对某实验发动机气体二次喷射推力矢量控制系统进行优化设计, 结果表明:这种优化方法可以减少为得到近似函数式而对主/次流干扰流场进行计算的次数, 节省计算时间, 能方便地对气体二次喷射系统各个参数进行优化与分析.      

膨胀循环推力室再生冷却换热的数值模拟

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,采用数值模拟方法,研究了冷却剂流动方式、推力室圆柱段长度、圆柱段室壁加肋和气壁面粗糙度等因素对冷却通道压降、冷却剂温升、壁面热流密度和温度分布等换热特性的影响.计算过程中采用k-ε双方程湍流模型.计算结果表明:采取顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也低;对于室壁加肋结构,在肋个数相同而只改变肋高度的情况下,总换热量正比于总换热面积.      

行星际小推力轨道Lambert解及应用

 为提高行星际小推力转移轨道初始设计精度,提出了基于N次逆多项式逼近的半解析Lambert算法,并基于该算法发展了一种转移轨道初始设计方法。首先,采用N次逆多项式近似小推力轨道形状,应用推力方向假设和位置速度边界条件推导出部分系数及推力大小解析式。接着,分析了飞行时间约束和轨道动力学约束下解的存在性,并给出了关键系数的可行域。然后,利用探测器质量消耗方程建立了Lambert问题求解模型并加以解决。最后,基于所提Lambert算法,通过对连续推力约束进行降维,提出一种求解多圈非固定时间的行星际小推力转移轨道初始设计方法。分别以固定和非固定时间转移任务为例对所提Lambert算法和初始轨道设计方法进行了数学仿真,数值结果表明：相比传统6阶方法,所提Lambert算法在目标轨道半长轴为5 AU时可减少速度增量需求36.63%;所提初始设计方法与最优化方法设计结果接近,可为转移轨道的精确设计提供可行的设计初值。     

进气预旋对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响

为了明确混合排气系统内涵进气预旋角对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响,采用基于Navier-Stokes方程组的三维流场数值仿真方法对某环形混合器混合排气系统在不同进气预旋角工况下的流场进行了分析,并将结果同轴向进气的情况进行了对比.结果表明:内、外涵之间剪切层的厚度以及剪切层的扭曲程度随进气预旋角的增加而增大.在环形混合器混合排气系统出口处,随着进气预旋角的增加,热混合效率小幅升高,其中30°进气预旋角模型热混合效率为轴向进气模型的1.36倍;总压恢复系数和环形混合器混合排气系统推力逐渐降低,较轴向进气模型,30°进气预旋角模型总压恢复系数降低了0.0034,而相对推力下降了0.081.      

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。     

发动机反推力系统安全性设计

通过分析发动机反推力系统适航规章25.933、相关的适航咨询通告和背景资料,以及民用飞机反推力系统空难事故,获得了反推力系统设计的总体安全性要求,为国内反推力系统的安全性设计提供了重要的指导.运用系统安全性评估的方法对某型号反推力系统的初步方案进行了分析.结果表明:系统架构设计中存在单一故障导致反推力装置意外打开,不满足反推力系统总体安全性要求.为了消除该单一故障,提出了将同步锁的控制独立于反推控制器(EAU)的更改方案.这不仅明显提高了某型号反推力系统的安全性,也对以后其他型号反推力系统的设计具有重要的借鉴意义.      

波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统性能影响

在保证波瓣强迫混合排气系统内外涵流道面积不变的情况下,建立了某型涡扇发动机不同波瓣高宽比波瓣强迫混合排气系统的几何模型,基于Navier-Stokes方程进行了数值模拟研究,得到了波瓣强迫混合排气系统中,在涵道比和内外涵面积不变的条件下,波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数和推力系数的影响规律.结果表明:当涵道比不变时,在波瓣高宽比为2~4.5的变化范围内,在排气系统出口处,混合效率随波瓣高宽比的增加呈现出增大-减小-增大的趋势,其中波瓣高宽比为3和3.21分别为曲线的两个拐点.而随着波瓣高宽比的增加,总压恢复系数、推力系数均不断减小.      

导弹直接侧向力机动突防方案设计

针对敌方不同来袭方位的拦截弹,提出了一种可用于导弹末段侧向力机动的突防方案。在建立拦截弹和导弹的相对运动模型基础上给出了脱靶量与视线转率、相对距离和机动加速度的解析表达式。以拦截弹在视线系Z向上的脱靶量达到最大值作为性能指标,对机动发动机开启时刻进行优化确定。同时通过分析机动发动机与Y向舵偏的不同组合方式对导弹的速度增量及交会角的影响,确定机动发动机的推力方向应与气动力方向一致,并使交会角明显减小。仿真结果表明,此方案能使导弹最终落入拦截弹杀伤半径10 m之外,成功实现突防。