舰载垂直发射系统内燃气流运动

通过对舰载垂直发射系统的物理模型进行简化及结合计算流体力学知识,采用数值模拟的方法对垂直发射导弹的发射过程进行了仿真分析,得到了发射过程中燃气排导系统内燃气流场的动态特性,为研究导弹发射过程提供了参考和依据。     

基于Kriging模型的高超声速舵面优化设计

采用RANS方程进行了高超声速舵面的气动特性计算与平面形状优化设计研究。为了提高优化效率,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化舵面操纵力矩和最小化平面面积为目标,以阻力不增为约束条件,进行了舵面平面形状优化设计。优化结果表明,优化舵面的平面面积减少了4.78%,力矩绝对值在设计点增加了24.69%,且在较大的攻角范围均有提高。将初始舵面和优化舵面分别装配到方形截面导弹上,验证计算表明,优化舵面的操纵效率更高。     

基于DES模型的超燃气动斜坡/燃气发生器方案仿真研究

采用基于剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型的分离涡(DES)方法和雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法对超燃气动斜坡结合燃气发生器增进掺混方案进行数值仿真研究。通过对比DES仿真结果、RANS仿真结果与试验结果,发现DES仿真结果对流场内涡结构的捕捉和分辨能力强于RANS方法获得的结果。选取燃气发生器喷流形成的壁面涡流特征角为比较标准, DES仿真结果显示该角度为48°,RANS仿真结果为37°,而试验测得该角度为47°。可见DES仿真结果与试验结果更为接近,说明对于气动斜坡结合燃气发生器的超燃掺混方案,DES方法仿真结果是合理的。     

基于TMS 320F28069的无人机舵系统控制器设计与实现

本文设计并实现了一种基于TMS 320F28069的小型无人机舵系统控制器。取消了原机舵系统的模拟通讯方式,改用RS485接口与飞控计算机进行通讯。在分析舵系统工作原理基础上,基于TMS 320F28069控制精度高、功耗低、外设丰富的优点,进行了软、硬件结构的模块化设计。实验表明,本文设计的控制器可靠性强、稳定性好、控制精度高,可以消除外界干扰对舵系统的影响。     

基于弯曲叶片的燃气涡轮导叶数值研究

采用三维数值方法,对小展弦比、考虑冷却的燃气涡轮弯曲导叶进行了三维流场模拟,通过对比分析不同的叶片弯曲方案,以探讨叶片弯曲控制二次流动、减小损失的机理。结果表明,由于导叶的径向二次流影响范围较小,正弯设计对叶栅气动性能的改善效果优于反弯;正弯设计能有效降低上端区的损失,最大降幅接近5%,而正弯和反弯设计都对下端区流动和损失影响较小。采用正弯设计后叶片吸力面的冷却效果变化不大,但显著降低了压力面的冷却效果,使得高温区域增加。     

套筒配合间隙对燃烧室出口温度场品质的影响

为了研究燃烧室头部涡流器套筒与冷却片配合间隙对燃烧室出口温度场品质的影响规律,分别针对0.1mm,0.15mm及0.2mm三种不同间隙宽度情况进行了燃烧室性能试验研究,并采用数值模拟方法对其影响机理进行了分析。结果表明,通过间隙的环状射流对涡流器旋转射流方向、燃烧室主燃区流场结构以及燃油质量分布均有较大影响。随着间隙宽度增加,燃烧室出口温度分布系数增加了29%,径向温度分布曲线的高温点向叶根方向的移动距离超过10%叶片高度,燃烧室出口温度场品质急剧恶化。     

多操纵面飞机交叉耦合控制分配方法

针对操纵面交叉耦合效应下指令分配不精准的问题,基于序列二次规划提出了一种多操纵面非线性控制分配方法.在舵效线性条件下,引入虚拟控制指令建立了线性控制分配模型;考虑操纵面舵效交叉耦合非线性特征,以最小操纵面偏量为优化目标设计了交叉耦合控制分配器;采用修正BFGS算法改进序列二次规划,有效地求解了交叉耦合控制分配指令.仿真结果表明,所提出的方法能够合理利用所有操纵面并实现精确分配.     

基于燃气分析法的航空发动机燃烧室性能研究

为深入了解燃烧室性能,用燃气分析法测量了燃烧室在高压状态下的气态污染物排放和排气冒烟,用热电偶法测量了燃烧室出口温度场.混合式取样器安装于摆盘上,随摆盘沿周向匀速旋转采集样气,通过测试仪器分析样气组分,计算得到了燃烧室的油气比、燃烧效率、污染物排放指数及冒烟数.通过比较采用燃气分析法和流量法得到的油气比、燃烧效率的测试结果,分析了慢车状态误差偏高的原因,结果表明:燃气分析法是1种准确、可靠的燃烧室性能测试方法.改进了混合式取样器结构,提高了排气冒烟测试的精度.     

磁流体发电高温燃气的产生与控制研究

为探索磁流体发电技术在高超声速飞行器上的应用,研制了基于燃气发生器的高温燃气实验系统。介绍了燃烧工质的选取、工况的选择以及实验系统的调试机理、运行情况。结果表明,采用航空煤油做燃料,气氧做氧化剂,混合比为1.2~12的条件下满足温度大于2600K的要求;煤油流量作为基准值,通过调节氧气路孔板流量计前压力能很好地调节燃气发生器的温度;通过调试确定了系统运行的时序,并进行了燃烧温度为3278.5K的点火实验。电导率的测试实验表明,在燃气温度2750K的情况下,燃气电导率的平均值达到10S/m,峰值15S/m,满足磁流体发电的技术要求。     

固体火箭发动机后效推力对导弹底阻影响的数值仿真

采用二维轴对称N-S方程与湍流模型相结合,建立了固体火箭发动机喷管尾流和弹体外流一体化仿真模型.针对给定的导弹模型,开展了不同发动机燃气流量下的流场仿真,得到了流场速度和压力分布,分析了不同燃气流量下发动机后效推力对导弹底阻的影响.结果表明:与发动机不工作时相比,加入较小的燃气流量后,导弹底部压力增大,底阻值减小.随着燃气流量的增加,底部压力先减小后增大,底阻先增大后减小.随着燃气流量的增加,后效推力与导弹底阻的合力不断增大,且动推力所占比重逐渐增加.