面向航天科研的绩效预算计划决策框架

航天科研需要投入大量的资金进行研制、开发、试验和定型。而预算的基础,最终在于绩效,即必须通过型号任务的完成,发射的成功,科研成果的积累,科研水平的提高,人才的培养等多个方面的综合测度来进行评价,也就是以提高国家的航天战略能力作为评估的目标。本文根据航天科研的特点,在平衡记分法的基础上,提出了面向航天科研的绩效预算计划决策框架,建立了一个航天科研的预算计划决策过程模型以及组织、项目、过程的决策模型。     

不同热化学非平衡模型对高超声速喷管流场影响的数值分析

采用轴对称NS方程,数值研究不同热化学非平衡模型对高超声速喷管流场的影响,包括:(1)不同组元数的高温空气模型(5组元、7组元1、1组元)的比较;(2)热力非平衡(双温度)的化学动力过程与热力平衡(单温度)的化学动力过程的比较。计算结果表明,高焓风洞实验条件下喷管流场处于热力和化学都是非平衡的状态。在计算条件下,数值模拟以采用7组元或11组元的热化学非平衡模型为宜。     

涡轴发动机动力涡轮模拟轴动力特性研究

应用有限元方法完成了某新型涡轴发动机动力涡轮模拟实心轴动力特性-l临界转速、振型和不平衡响应的计算，分析了平衡卡箍对模拟轴动力特性的影响。最后进行了试验验证。计算和试验结果均表明：平衡卡箍对模拟轴临界转速和不平衡响应的影响甚微，对振型几乎无影响，是平衡细长高速柔性转子的理想平衡工装。     

平衡气体效应对飞行器动态特性的影响研究

通过数值求解N-S方程,模拟升力体外形的强迫振动过程,研究了平衡气体效应对带翼飞行器俯仰阻尼导数的影响。分别在完全气体和平衡气体假定条件下,给出了h=30km,Ma∞=8,α=0°,10°,20°,30°时的俯仰阻尼导数变化的定量分析结果。     

应用小发柔性转子的高速动平衡技术

从某新型涡轴发动机动力涡轮转子的结构特点出发，简要说明了对该转子进行实际高速动平衡操作存在的困难及采取的对策。在试验过程中，创造性地应用影响系数法和自行设计加工的精密平衡卡箍，高质量地完成了细长柔性转子的高速动平衡试验。研究表明：高速动平衡技术可大大减小细长柔性转子的动挠度和支承动反力，从而达到减小发动机振动的目的。     

带悬臂涡轮盘发动机转子的振动特性及平衡技术研究

在旋转试验器上研究了带悬臂涡轮盘火箭发动机氧涡轮泵转子的振动特性,并在此基础上完成了氧涡轮泵转子的高速动平衡试验.结果表明：氧涡轮泵转子的振动与悬臂涡轮盘的不平衡量密切相关,单面高速动平衡技术对减小悬臂柔性转子的振动效果显著.     

变结构控制在两轮平衡小车中的应用

通过给出一种两轮平衡小车系统受非完整约束的动力学模型,基于此模型,利用变结构控制找出了滑模超平面,并设计出了该系统的调节控制律.经过Matlab/Simulink仿真,然后通过变结构控制器和状态反馈控制器的比较,得出此系统变结构的鲁棒性较好.进而通过实践验证,小车可控并可观,表明用该方法设计的控制器能够完成我们的预期目标.     

货机的载重平衡安全

一、全球货机载重平衡安全问题概况2007年4月21日,中货航MD11/B2174货机在厦门机场执行CK247货班任务,配载人员在计算实际无油及起飞重量时,共遗漏了货物33.699吨,造成飞机计算重量比飞机实际起飞重量少33.699吨,计算的实际VR速度比实际VR速度少了15海里/小时,致使飞机起飞离地时速度小、仰角大而擦伤3号VHF天线,构成一起人为原因的飞行事故征候。     

高超声速喷管三维热化学非平衡流场的数值模拟

利用数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法和多块网格技术,数值模拟了典型高焓激波风洞锥型喷管的三维非平衡流场,分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、组分N2和O2振动温度、马赫数和组分质量分数在轴对称线上的分布,也给出了喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果,获得了喷管流场的详细信息,并与已经存在的采用轴对称Navier-Stokes方程计算的结果,进行了比较,二者吻合得很好.计算结果表明:目前的代码是可以模拟多块结构网格下的热化学非平衡流动的.     

双环预混旋流低污染燃烧室数值研究

利用Fluent软件计算双环预混旋流(TAPS)低污染燃烧室三维两相喷雾燃烧流场,研究两种燃烧室结构和两种喷油方式对流场与燃烧性能的影响,采用标准k-ε模型模拟湍流黏性,离散相模型追踪油珠运动轨迹,燃烧模型采用非预混平衡化学反应模型.计算结果表明:在进口条件不变情况下,改进燃烧室结构和喷油方式,能提高出口温度,同时可大幅降低出口污染物排放;在相同试验条件下,TAPS低污染燃烧室燃烧性能优于目前某在研发动机模型燃烧室.