双脉冲固体火箭发动机压强振荡特性研究

为了研究隔舱消融对双脉冲发动机中燃烧室的压强振荡影响规律,选择隔舱消融几个典型时刻进行研究,运用大涡模拟(LES)方法,对Ⅱ脉冲工作时的发动机流场稳定性进行数值模拟.最后得到了各工况下的压强时间曲线及其快速傅氏变换(FFT)结果.分析表明:由于Ⅱ脉冲工作初期隔舱暴露在流场中产生额外扰动,以及隔舱级间通道形成狭窄通道的加速作用,是导致边界层分离而引起障碍涡脱落的主要因素.点火初期,双脉冲发动机易发生轻微压强振荡.随隔舱消融,整个流场在发动机工作中、后期逐渐趋于平稳.      

基于涡方法生成大涡模拟进口条件的数值计算

探索改进涡方法来生成大涡模拟的非定常进口条件.改进方法中,为了避免局部漩涡数量过多或者过少,采用密度分布方式放置漩涡场.并用Langevin方程控制漩涡运动,模拟实验方法中的蜂窝器,使改进后的涡方法生成的脉动速度场更加符合湍流的特征.在已知雷诺平均的流场结果下,利用涡方法产生漩涡场,进而生成能满足大涡模拟所需要的非定常进口流场.为了检验改进后的涡方法在生成脉动速度过程中的效果,在槽道中进行了对比数值试验,并借助于直接数值模拟数据做对比,对比分析槽道进出口的平均速度、涡量以及雷诺应力统计,证明改进后的涡方法在生成大涡模拟进口条件下是非常有效的.      

多尺度大视场十亿像素成像技术

十亿像素相机可以获取信息量较大的图像,在天文观测、航空航天遥感等领域具有广泛的应用前景。受探测器和光学设计水平的限制,传统的大视场十亿像素成像通过小视场相机扫描和图像拼接实现。为解决传统十亿像素相机实时性不高的问题,文章研究一种新型多尺度大视场十亿像素成像技术,从实现十亿像素成像的条件出发,阐述该技术的原理、优势及应用领域;分析系统独特的技术指标,包括物理锥角、重叠率等,梳理和归纳新型多尺度大视场十亿像素成像系统走向实用化过程中必须克服的关键技术。研究结果表明,该技术可在不提高系统复杂性的情况下大幅提高监视实时性。     

直流电弧加热器多电极运行技术试验研究

多电极运行是提高直流电弧加热器大电流运行可靠性的有效途径。通过对双阴极/单阳极和双阴极/双阳极电弧加热器多电极运行调试,探寻了镇定电阻匹配方式、气体流量和电流等参数对多电极中各电极电弧电流分配特性的影响。结果表明,镇定电阻匹配方式是影响多电极稳定运行的关键因素,气体流量和电流等运行参数对电弧电流分配影响较小;对于双阴极/单阳极电弧加热器,只有在内外阴极同时连接镇定电阻,并且满足一定电阻差时,才能将电弧电流稳定分配到各个子电极上;对于双阴极/双阳极电弧加热器运行时,不论内外阳极是否连接镇定电阻,只要内外阴极连接镇定电阻,电弧电流均可稳定分配到各个子电极,并且电流分配比例可根据镇定电阻的匹配方式进行调节;多电极运行时,宜选用电流分配均匀,电能损耗小的电阻匹配方式。     

双后掠鸭翼气动特性的数值模拟

首先针对具有中等前缘后掠角梯形鸭翼的缺点提出双后掠鸭翼概念,然后分别对安装梯形鸭翼和双后掠鸭翼的近距耦合鸭式布局的气动性能进行数值模拟研究,分析影响双后掠鸭翼气动性能的流动机理。研究表明：在大迎角时,对于双后掠鸭翼,具有较大前缘后掠角的外翼段可以使鸭翼涡在涡核破裂后仍能形成稳定集中涡并保持较高的强度,增加鸭翼本身的失速迎角,并通过诱导作用改善机翼外翼段流场,进而提高全机大迎角性能,但在小迎角时会破坏鸭翼附着流或前缘气泡涡的发展,造成略微的升力损失。拥有较大失速迎角的双后掠鸭翼在小迎角时具有较大的可用偏度,可以增强布局的抬头控制能力。双后掠鸭翼在满足隐身约束的前提下,超声速阻力较小,具有较好的超声速性能。     

典型卫星轨道的位移损伤剂量计算与分析

位移损伤剂量是评估电子元器件在轨发生位移损伤导致性能退化的重要参数。文章首先给出了位移损伤剂量的等效原理和计算方法,即用位移损伤等效注量来表征卫星轨道带电粒子导致的位移损伤剂量;之后分别采用3种不同的太阳质子注量模型,计算了典型大椭圆轨道的位移损伤等效注量,并结合计算结果对不同模型的特点和适用性进行了分析;其后针对4种典型卫星轨道,计算了不同飞行寿命期内的位移损伤等效注量,发现不同轨道的位移损伤剂量有较大差异,并结合空间带电粒子辐射环境分布特点及卫星轨道参数等分析了差异的产生原因;最后,分析不同的太阳质子注量预估方法对位移损伤剂量计算结果的影响,总结了不同轨道、不同飞行寿命情况下卫星经受的带电粒子辐射环境的严酷程度。研究结果可为卫星内部元器件位移损伤效应防护工作提供参考。     

流动参数对合成射流控制叶栅流动分离的影响

采用大涡模拟方法、结构化网格建立了低压高负荷透平Pak B叶栅的非稳态数值分析模型,研究了不同流动参数对合成射流控制叶栅流动分离的影响.控制前随着雷诺数的减小和气流攻角的增大,叶栅流动分离区域变大,在气流攻角为5°下发生分离未在尾缘前再附的情况.合成射流控制后,不同流动参数下的流动分离都得到了有效的控制,并且在射流偏角为30°时,合成射流控制效果最好.合成射流使叶栅吸力面的流动分离位置推迟,再附位置前移,分离泡尺寸减小,叶栅吸力面的逆压梯度段缩短,吸力面边界层表面的剪切层在向下游迁移的过程中,没有发生充分的抬升,避免了大尺度涡旋的形成,并且很快地黏附于壁面,进而有效地控制了流动分离.      

加力燃油泵隔舌倒圆抑制分离的数值模拟

采用动态亚格子应力模型对加力燃油泵内非定常流场进行大涡模拟,探讨了原隔舌空蚀机理,并研究了不同倒圆半径下泵隔舌附近的瞬时流动规律及流量扬程特性.计算结果表明:小流量工况原隔舌处分离产生的强剪切涡会诱发空化,涡脱落形成的分离再附位置与空蚀破坏核心区域相符;小流量工况下,隔舌倒圆在扩散管内形成转向涡,消除了隔舌壁面分离绕流及附着剪切涡,4mm倒圆半径可以避免空化;设计流量范围内隔舌倒圆提高了泵出口扬程,流量越小扬程增幅越大,小流量工况时扬程增幅达3%.      

大飞机发动机自主研制影响因素分析

研制拥有自主知识产权的大飞机是国家的既定战略,发动机是大飞机的心脏,发动机的自主研制关系到具有自主知识产权大飞机的实现。通过对飞机企业、发动机企业的调查和相关文献的搜集,找出大飞机发动机自主研制的影响因素,利用解释结构模型法建立发动机自主研制影响因素的解释结构模型,再利用层次分析法计算出各个影响因素的权重,在此基础上分析了各因素的重要作用,并提出了提高这些制约因素的对策。