月球大范围探测巡视器及GNC技术发展综述

对月球大范围探测巡视器及相应制导、导航与控制(GNC)技术进行了综述。首先对月球大范围巡视探测需求进行分析,介绍了世界各国主要的月球大范围巡视器计划研究进展;其次针对月球大范围探测GNC技术研究现状进行了归纳整理,简要分析了进行月球大范围探测任务现存技术难点;最后为实现更加完备高效的月面大范围探测提出了月球大范围探测网构建设想,并分析了其构建目的、意义及关键技术。     

一种燃气发生器的变推力设计与仿真

为了满足采用单一发射系统对不同重量不同初速导弹的发射要求,设计了一套包含多根产气药柱、可自适应点火、可变推力的燃气驱动装置。首先,根据驱动重量和速度要求,初步设计产气药柱对其产气性能及其作用的可靠性进行实验,为后续优化结构设计及仿真模拟提供依据;其次,采用数值仿真模拟的方法,研究不同作用药柱个数、作用时间及弹体质量,发射系统内部压强和弹体运动随时间的变化情况。仿真结果表明:驱动条件相同,弹体质量越重,其在发射筒出口处的速度越小、所用时间也越长;同一弹体,作用药柱个数越多,弹体在发射筒出口处的速度越大、所用时间也越短;为防止作用药柱个数过多导致发射筒内压强过大,采用时序控制装置对其进行时序控制,从不同作用药柱的时序组合中获取最优方案。仿真及实验结果表明,所设计的燃气发生器药柱燃烧性能好、可自适应点火、可为系统提供可变推力,其设计基本合理。     

推力矢量控制的鸭式布局无人侦察机气动特性研究

针对推力矢量控制的远距鸭式布局无人侦察机,建立了垂尾和鸭翼在不同安装位置的气动对比模型,并利用CFX模拟各方案巡航状态的流场特性,分析了当鸭翼和垂尾安装位置对无人机气动性能的影响,同时依据推力矢量控制的原理进一步讨论垂尾位置对推力矢量直接力控制稳定性及精确性能的影响,总结出远距鸭式布局推力矢量控制的无人侦察机的几点设计经验,以期为相关设计提供有意义的参考。     

大小叶片压气机级的计算与实验校验

为了考察用于压气机设计的三维计算软件的准确性,对一个低速大尺寸的单级大小叶片轴流压气机进行了计算与流动测量,基于可压缩流动,并在流动细节的层次上全面地考察了计算程序的准确性。结果表明:所用的计算程序对压气机设计点的计算较为准确,流量和压比的准确度可达1%,但对失速裕度的预估能力不足。计算程序对于内部流动细节,尤其是二次流动的模拟不够好,当压气机工作于非设计工况时,这些流动细节计算的不准确会导致整体性能上较大的偏差。     

二维翼型大尺寸过冷水滴撞击特性及冰形分析

基于现有大尺寸过冷水滴(supercooled large droplet, SLD)动力学特性,分析水滴变形对阻力的影响.并根据几种典型的反弹/飞溅模型,分析了SLD的阻力变化、反弹、飞溅等对水滴撞击特性的影响,采用软件FENSAP-ICE的飞溅模型和LEWICE 2.0的反弹模型研究了反弹及飞溅现象对冰形的影响.计算结果显示:水滴撞击前的破碎现象对水滴尺寸分布有较大的影响,进行撞击特性以及冰形计算的时候需进行考虑;SLD破碎、飞溅、反弹降低了局部水收集系数、减小了水滴撞击范围;飞溅现象主要发生在机翼前缘附近区域,反弹主要在撞击边缘区域;水滴直径增加,飞溅现象逐渐减弱,但边缘位置的反弹现象一直很明显.SLD变形带来的阻力影响对冰形及结冰区域影响很小;与未考虑飞溅及反弹现象得到的冰形比较,考虑飞溅及反弹得到冰形前缘区域形状变化不大,但是整体结冰区域减小.      

大涵道比涡扇发动机低压涡轮间隙分析与设计

航空发动机涡轮叶尖间隙的准确分析与合理设计对改善发动机性能有重要意义。对叶尖间隙的影响因素进行了详细分析,并指出在总体结构初步设计中,涡轮叶尖间隙分析和设计需要重点考虑的载荷因素;给出采用NX-NASTRAN进行间隙计算的求解方法和详细步骤;以某大涵道比发动机低压涡轮的间隙分析为例,给出详细的求解过程,求解得到低压涡轮在地面起飞状态等8个工况下间隙变化值为-0.4~1.1 mm,并指出间隙初始值的确定应当主要考虑设计点状态、起飞状态和地面慢车状态。     

固体火箭发动机转角涡脱落分类

应用三维大涡模拟(LES)方法对C1x模拟试验器进行了数值模拟,以研究转角涡脱落引起的声涡耦合现象.结果表明:与二维和轴对称LES相比,三维LES方法可以准确捕获转角涡脱落运动的三维特性及锁频现象.根据转角涡脱落是否在腔内形成声反馈循环过程可将其分为两类问题,第1类形成声反馈循环涡;第2类形成自耗散涡.燃烧室的台阶扩张比、台阶前后长径比是影响两类转角涡脱落现象的重要结构参数.     

Ti6Al4V钛合金大进给铣削切削力与切削温度的试验研究

采用可转位涂层硬质合金刀具对Ti6Al4V钛合金进行了大进给铣削试验,研究分析了大进给铣削Ti6Al4V钛合金时每齿进给量、切削速度、轴向切深以及径向切深等切削参数对切削力和切削温度的影响。研究结果表明,随着每齿进给量和轴向切深的增加,切削力均呈现增大的趋势,而切削速度和径向切深对削力的影响并不明显;随着每齿进给量和切削速度的提高,切削温度亦呈现升高的趋势。     

中心锥对波瓣强迫混合排气系统气动热力性能的影响

在波瓣混合器几何结构不变的情况下,通过分别改变波瓣出口截面处中心锥半径以及波瓣长度建立了一系列几何模型,并采用数值模拟的方法,研究了中心锥关键结构参数对涡扇发动机波瓣混合排气系统气动热力性能的影响规律.结果表明:当中心锥长度不变时,随着波瓣出口处中心锥半径的增加,热混合效率先增加后减小,其中当波瓣出口处中心锥半径为0.55倍波瓣高度时,波瓣混合排气系统出口处热混合效率最大.此外,当中心锥长度不变时,波瓣混合排气系统总压恢复系数大体上不断减小;排气系统出口处推力系数则呈现出先增大后迅速减小.当波瓣出口处中心锥半径不变时,随着中心锥长度的增加,热混合效率和总压恢复系数变化极小,在排气系统出口处,推力系数则先迅速增大后略有降低.      

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。