最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计

发展了最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化乘波体进气道设计新方法,给出了一个设计实例,评估了新型一体化前体进气道在典型状态下的流场结构和性能,验证了设计方法的正确性。文中首先介绍并验证了基于最小阻力理论或其他优化方法的最小波阻锥导乘波体的设计方法,然后介绍了内锥基准流场的设计过程,进一步介绍了流线追踪三维内转式进气道同最小波阻锥导乘波体的一体化设计方法,并对一体化构型在设计状态下的流场结构和流动参数进行了分析评估,结果符合预期。最后评估了新型一体化前体进气道在非设计条件下的性能,结果显示其具有较高的压缩进气效率。这种新型最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化设计技术,丰富了吸气式高超飞行器的一体化布局方案,可为后续吸气式高超飞行器一体化布局提供设计方法支撑。     

激光制导导弹命中精度一体化试验与评估技术

为了解决小样本条件下激光半主动制导导弹命中精度试验与评估问题,首先从顶层上设计一体化试验与鉴定方案,统筹研制性靶试试验、半实物仿真试验和定型靶试方案设计,加强试验衔接和数据综合利用;然后针对一个条件靶试数量少且落点分布模型不同的问题,运用异方差回归思想,将不同靶试脱靶量数据变换到同一个条件下,再运用经典统计理论分析评估,从而增大评估的样本量,提高结果可信性。     

城乡教育一体化的研究

城乡教育一体化的关键是我们要与时代同步,找到正确的道路,不断优化育人环境,提高城乡教育水平,把发展农村经济放在首位,努力缩小城乡教育设施差距、加快城乡师资力量的均衡发展。使教育资源科学分配与实现城乡教育一体化能够更好地契合在一起。     

航空发动机稳态总体气动特性的逆向仿真研究

由于缺乏发动机稳态工作的气动参数数据,飞机/发动机气动一体化设计遇到了困难。为此对某型航空发动机的离散试车数据点进行了多元高次多项式拟合,建立了该型号发动机的稳态特性曲线。在此基础上进行了发动机的总体气动性能逆向仿真研究,建立了该型号发动机进出口气动参数随工况变化的关系曲线,为某型飞机的机体/发动机一体化气动设计提供了依据。      

混合并联TBCC动力的冲压流道跨声速流动及阻力特性

为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_∞=0.7～1.6,H_∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下,冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%～90%,气流接近于滞止状态,说明组合进气道存在强烈的节流效应,且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者;冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰,且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明,压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级,是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源;亚声速状态下,进气道阻力占比达到了60%～80%,是冲压流道的主要阻力部件,而Ma_∞> 1.0超声速状态下,进气道阻...     

机载制氧制氮一体化可行性论证分析

为提高机上资源的利用率,同时解决机上人员供氧防护与油箱惰化防护的要求,研究机载制氧系统和机载制氮系统的集成耦合后的可行性。通过对机载制氧和机载制氮的原理进行分析,提出了将二者集成耦合的工作方案,构建了系统的功能框架,基于空气分离装置搭建了摸底试验系统,试验结果显示：富氧侧出口压力为0.3 MPa时,富氮气出口的浓度为86%～88%,而制氧浓度仅从20.9%最高提高至28.76%。对比分析独立的制氧、制氮系统与一体化的制氧制氮系统可知,机载制氧制氮一体化是实际可行的,但目前仍旧存在环控引气条件的限制缺陷,应用有待开发。     

舰空导弹研制阶段抗干扰试验一体化方法研究

在舰空导弹研制阶段,分析了舰空导弹抗干扰试验的主要类型、试验目的和考核指标,提出采用一体化试验方法对舰空导弹研制阶段抗干扰试验进行总体设计,采用导引头内、外场和飞行试验多种试验方法及综合评估方法,对舰空导弹在特定干扰环境下的性能进行综合检验和考核。该试验方法能够对舰空导弹研制阶段抗干扰能力进行全面摸底,对抗干扰措施进行有效验证,研究成果可为舰空导弹抗干扰试验设计与抗干扰性能鉴定提供参考。     

深空探测器防热承力一体化大底结构研究

传统航天器的承力和热防护结构分别设计,使得结构质量大且材料间因热膨胀系数差异存在相分离风险。文章针对进入舱大底结构提出新型一体化热防护系统(Integrated Thermal Protection Systems,ITPS)设计方案,以C/C-SiC复合材料作为防热层,以梯度隔热材料为隔热层,采用耐高温非金属螺钉机械连接辅以胶接的方式组合各部件。通过对典型大底结构进行力、热仿真模拟,结果表明:结构背壁温度、强度满足使用要求;ITPS设计方案较传统热防护系统设计方案质量减小约34%。ITPS在可重复使用航天器、深空探测等领域具有广阔的应用前景。     

内转式进气道与飞行器前体的一体化设计综述

飞行器前体/高超声速内转式进气道的一体化设计已经成为吸气式高超声速推进系统研究的一个热点。从气动设计角度分析了高超声速内转式进气道及其与飞行器前体的一体化设计方法。内转式进气道的设计方法主要包括直接流线追踪方法、基于均匀来流的吻切流设计方法和基于前体非均匀来流的内转式进气道设计方法。基于内转式进气道的一体化设计主要包括正对来流的独立进气方式以及利用前体预压缩进气方式两类,结合内转式进气道的设计方法对这两者进行了深入分析。根据分析,基于均匀来流条件的内转式进气道的设计方法得到了深入发展,但还有必要进一步发展非均匀来流条件下的设计方法以提升一体化设计的灵活性;此外,随着内转式进气道设计方法的深入发展,一体化设计也将得到进一步发展。     

一体化过渡段大叶片对涡轮部件气动影响研究

为了理清一体化过渡段中大叶片的引入对涡轮部件气动性能和流动情况造成的影响,以带一体化动力涡轮过渡段的发动机的整个涡轮部件为研究对象,通过采用数值模拟的方法对其流动进行了研究。研究结果表明在地面起飞和最大巡航两种发动机工作状态下,一体化过渡段中大叶片的引入对低压涡轮和动力涡轮的性能均有显著影响,膨胀比和功率的影响量级达到1%;低涡动叶和动涡一导轴向力的影响量级分别为2%和5%;动涡一导和动涡一动进口气流角的影响量级分别为0.5°和2.5°。由于地面和空中两种状态下动力涡轮和排气支板的工作状态不同,故一体化过渡段大叶片的引入对其气动损失的影响机理不同,从而造成其损失和效率的变化趋势和量级不同。