碰撞-振动系统动力学的研究进展

按碰撞时速度方向的不同将碰撞区分为正碰和斜碰两种,综述了正碰-振动机械系统动力学的一些最新研究成果和研究方法,特别归纳了斜碰撞研究的不同方法以及斜碰-振动系统动力学的研究现状,并提出了该领域一些可能获得结果的研究方向.     

应急常态化的测控网资源调度管理模式研究

随着在轨卫星数量的迅速增加,卫星应急测控需求的立即响应已趋于常态化。为更好地满足应急常态化条件下航天测控网资源调度系统的高时效性要求,提高应急任务满足率,文章分析了传统应急条件下资源分配方法所存在的问题,对应急常态化的资源申请框架进行了完整重构,并针对该框架中的任务非全弧段分配、合作博弈及优先级模型等关键技术进行了深入研究,使得资源的使用更加合理,可有效提高应急申请的响应时效。     

高速发动机油膜惯性对活塞裙润滑影响

利用一种新的迭代算法 ,分析了高速发动机油膜惯性对活塞裙润滑特性的影响 .该迭代方法是利用有限元法和差分法交替求解Navier Stocks方程和雷诺方程 ,据此导出了适用于高速发动机活塞裙的润滑计算的混和润滑雷诺模型 .新的模型借助惯性系数 ,引入了油膜惯性项 ;同时给出求解含有油膜惯性项的迭代步骤和有限元表达式。计算结果表明 :随着惯性系数和活塞裙的长径比的不同 ,油膜惯性会对油膜的摩擦力、压力和承载力产生不同的影响 ,这种影响对承载力尤为明显 .该润滑模型也可用于中、低速发动机的活塞裙润滑计算以及不计入惯性项 (惯性系数置为零 )的某些润滑问题求解 .     

考虑机动系数的标准轨迹再入制导方法

针对再入过程中标准轨迹的实际长度需要通过多次更新或迭代求解的问题,提出了一种基于机动系数的通用再入轨迹设计方法。该方法将机动系数定义为真实轨迹长度与初始纵程之比,将再入过程中的机动性进行了量化,可以快速获得到达指定目标可行的轨迹长度;采用真实轨迹长度作为设计参考阻力加速度剖面的依据,避免了轨迹长度的迭代,简化了再入轨迹的生成流程;轨迹曲率问题采用动态航向偏差走廊的方法,控制终端航向偏差、剩余航程满足设计需求。设计轨迹跟踪控制器进行参考轨迹跟踪,完成再入制导。在机动系数区间内指定机动系数进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的标准轨迹制导方法能够快速生成满足路径及终端约束的标准轨迹,且轨迹跟踪效果良好,有较好的应用潜力。     

发动机短舱安装位置对民机气动性能参数影响

为研究不同发动机短舱位置对民用飞机的气动性能影响,定义短舱位于机翼前方、正下方、后方分别为A、B、C,机身尾部为D,基于RANS方程,采用Fluent数值分析了A、B、C、D的流场。结果表明,位置A和D对压力云图的影响较小,B和C会产生高压区而增加阻力;位置A和D具有较优的气动性能,阻力系数较小,4°迎角时,位置A相对C的阻力系数降低了12.5%,同时在典型状态上也具有较高的气动性能。研究结果可为民用飞机的短舱位置选择提供技术参考。     

基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析

以Goodman曲线为基础,构造了考虑应力集中系数和疲劳极限强度分散系数影响的最差件等寿命曲线,然后基于最差件等寿命曲线建立了桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法,用于预测桨轴的安全寿命,并给出了预测方法的适用范围为低周103～105次循环。采用此方法对两种载荷下的某型航空发动机桨轴进行了高低周复合疲劳寿命预测,并与试验结果进行了对比。结果表明:基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法成功预测一组安全寿命低于低周1 000次循环的载荷,且另一组载荷预测结果也与试验结果相吻合,预测方法是可行的。      

一种关于静压气体轴承节流孔系数的计算方法

基于层流边界层方程的分离变量算法和雷诺方程的解析算法,提出了一种关于单节流孔静压气体止推轴承的节流孔系数的计算方法。该方法通过比较层流边界层方程计算获得的气体轴承的质量流量和雷诺方程计算获得的质量流量计算获得了节流孔系数。将计算获得的节流孔系数和节流孔系数为常数0.8代入单节流孔气体止推轴承的雷诺方程中,计算获得的承载力与分离变量算法求解层流边界层方程获得的承载力进行对比,可以发现,相对于采用节流孔系数为0.8来说, 采用该计算的节流孔系数求解雷诺方程的承载力与分离变量算法求解获得的承载力结果精度最大提高了8%。从而验证了该计算节流孔系数方法的正确性。      

充水式潜水电机转子水磨耗的计算方法

充水式潜水电机转子水磨耗占电机机械损耗的绝大部分,但至今还没有比较简单实用的计算方法。在理论分析和大量试验的基础上,找出了影响转子水磨耗的主要因素,研究、总结了比较实用的转子水磨耗的计算方法并在设计和生产中得到了验证和应用。     

基于最佳环量分布的螺旋桨滑流影响预测

为了更加快速且准确地预测螺旋桨滑流对机翼气动系数的影响,提出了基于最佳环量分布并结合激励盘数值模拟技术实现螺旋桨滑流影响预测的方法,选择Prandtl最佳环量分布解析法并在此基础上提出了一种桨毂修正办法,从而得到桨盘的最佳环量分布解析式。将采用不同方法计算螺旋桨压力阶跃分布作为激励盘模型的边界条件,采用CFD数值模拟得到了一种典型的桨-翼组合体的气动参数。结果表明,本文提出的修正方法预测结果更接近于试验数据,升力系数的相对误差不超过3%,阻力系数的相对误差不超过20%。这种方法具有不依赖试验数据、低计算资源消耗的优势,对飞机概念设计初期快速确定螺旋桨滑流对机翼气动系数的影响方面具有优势。     

固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析

针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、三级燃烧室扩张角度进行优化。