典型阻尼结构正弦振动响应模型修正方法

直接基于正弦响应数据的模型修正研究较少,发展基于正弦振动试验数据的模型修正方法对航天工程实际中有限元建模水平的提高具有重要意义。基于正弦振动响应数据的模型修正关键在于修正后曲线特征频率及其响应幅值的一致性。文章对基础激励下结构响应分析方法进行了推导,在此基础上用两步修正方法实现了分析模型与试验模型特征频率和响应峰值的匹配,最后采用国际通用算例GARTEUR桁架模型对两步修正方法进行了验证。结果表明,经两步修正后分析模型基频与试验模型一致,且前10阶频率误差低于0.15%,典型节点响应峰值误差低于1%。     

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响,提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案,采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明:脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低,对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似,等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡,而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式;从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定,提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征,但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值,进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中,激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。      

柔性转子动力学特性及支承结构安全性设计

叶片飞失极限状态下,航空发动机转子系统承受冲击载荷和大不平衡载荷,载荷通过转子结构传递到支承结构,对支承结构造成严重损伤。从安全性的角度看,需要对航空发动机轴承-支承结构在极限载荷下的承载能力进行有效的定量评估。提出一种新型缓冲阻尼支承结构,通过对支点刚度突降和高阻尼设计,实现在止推轴承支点处大幅降低横向冲击载荷的影响。建立考虑支承结构刚度突变和阻尼特性的转子系统动力学方程,并计算突加不平衡激励下,转子系统支点动载荷分布的变化规律。结果表明:通过优化设计支点刚度和阻尼参数,缓冲阻尼支承结构,能够有效降低突加不平衡激励下止推滚珠轴承的支点动载荷,提高支承结构的安全性。     

端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离实验

为揭示端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离的影响规律和流场特征,在不同流场参数和激励条件下分别开展了微秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的实验研究.结果表明:端壁等离子体气动激励可以有效抑制叶栅角区的流动分离,其作用效果在攻角为3°时最佳,随攻角的增大逐渐下降;微秒脉冲激励的流动控制效果随来流速度的增大而降低,随激励电压和占空比的增大而提高,最佳非定常脉冲频率为500Hz;在较高来流速度下,微秒脉冲激励的作用效果十分微弱,但纳秒脉冲激励能够有效抑制角区流动分离;纳秒脉冲激励的流动控制效果随激励电压增大而提高,激励频率对控制效果至关重要,作用效果随激励频率的增大而不断增强,但当激励频率为5kHz时,作用效果有所下降.      

体积激励法测量液体推进剂量的地面模拟试验

针对大贮箱推进剂量测量精度不高问题,研究一种测量精度较高、重复性强的液体推进剂量测量方法。首先介绍体积激励法测量推进剂量的测量原理,重点分析地面模拟试验装置组成,包括体积激励装置、编码电机控制、数据采集及数据处理分系统。其次阐述试验方案,试验在常温常压下进行,采用不同激励频率改变体积。最后,以水作为模拟推进剂开展地面模拟试验,结果表明在不同填充水平下液体推进剂量测量误差都控制在贮箱总体积的1%以内,为未来高精度测量推进剂量飞行试验及空间应用提供可靠支持。     

激励强度对等离子体合成射流的影响

通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了不同激励强度下等离子体合成射流,并研究了激励强度对流场特性的影响。计算结果表明,随着激励强度的增大,激励器附近壁面处的涡量增大,对应的涡对中心诱导的流向速度增大,从而导致涡核更加远离壁面,并被拉伸变长。对于等离子体合成射流的时均流场,其中轴线上的流向速度随着激励强度增大整体变大。在较小的激励强度下,射流半宽度随着激励强度的增大而增大;而激励强度很大时(>6 Dc0),激励强度对半宽度基本没有影响。沿流向的动量通量也随激励强度的增大单调增加。     

测量液体推进剂剩余量的体积激励法

首先给出了以贮箱内气体为对象的一般热力学测量控制方程,完成气体及液体体积的计算; 以贮箱系统为研究对象,建立了系统处于等温、绝热及非等温条件下的热力学模型,考虑了气体与液体、贮箱壁的传热传质等因素,得出了比较理想的测量模型。其次,对影响测量的系统误差进行了分析,建立了各种影响因素的误差模型,并提出了相应的修正措施。然后,给出了在现有技术水平下测量的最大误差,结果表明测量误差在贮箱总体积的1%以内。最后,对激励频率、体积改变量大小及测量设备等相关应用技术问题进行了分析讨论与合理设计。体积激励法是一种可满足测量精度和耗能要求的良好方法。     

显性质量成本与智力成本的装备有限激励价格模式

在对现行装备定价成本构成分析的基础上,提出了显性质量成本与智力成本,并进而构建了基于显性质量成本与智力成本的装备有限激励价格构成模式。     

破碎燃烧无壳高能气体压裂技术

讨论了各种高能气体压裂方案，提出并实施了破碎燃烧无壳高能气体压裂技术，压裂井深1000～5000m，在5ms内p-t曲线升至最大，作用时间在700～2000ms内可调，实现了多缝起裂，长时延缝的设计思想。该技术简单、可靠，增产效果显著，有很大的推广应用价值。     

航天器基础激励SEA建模方法

针对航天器力学环境试验中随机横向基础激励高频预示技术开展了建模方法的研究。首先建立典型结构的有限元模型并开展仿真计算,获取背地板面内振动数据、连接环弯曲振动数据及振动台横向振动数据;进而分别建立背地板受纵向振动约束载荷、连接环受弯曲振动约束载荷的SEA模型,并将有限元计算结果作为激励源数据,利用统计能量分析（SEA）方法开展仿真分析,得到了航天器横向基础激励SEA建模的一般方法和步骤。研究表明:横向基础激励下,可将环境试验中获取的振动台数据以弯曲波的形式施加到连接环上,进行航天器高频响应SEA预示。