基于神经网络的航空发动机进口总压畸变重构研究

为建立适用于畸变容限控制技术的航空发动机进气总压畸变估算方法,采用基于神经网络方法,以飞机试飞测量数据为基础,分别开展了发动机进口总压流场和稳态周向畸变指数重构方法研究。以壁面静压、发动机进口面中心点总压以及攻角、侧滑角数据分别构建了三种不同输入参数组合的神经网络模型,并对比分析了各模型的重构精度和适用性。结果表明:采用神经网络方法可以较好地建立壁面静压、飞行参数与发动机进口总压分布和稳态周向畸变指数的映射模型;以壁面静压、发动机进口面中心总压、攻角和侧滑角为输入的神经网络模型,对于总压流场重构和稳态周向畸变指数重构都具有最佳的重构精度;采用先重构流场总压分布再计算稳态周向畸变指数的间接方法相对于直接重构稳态周向畸变指数的方法具有更高的重构准确性;对于与建模飞机具有相同进气道结构和布局的飞机,训练完成的神经网络模型对总压流场重构具有一定的适应性,对稳态周向畸变指数重构适用性差。     

四氧化二氮低温非稳态导热模型研究

四氧化二氮在低温条件下容易凝结为固体而对航天发射产生难以预见的影响,本文依据非稳态传热理论对低温环境中不同管径圆柱管道内的四氧化二氮导热情况进行了研究,建立了圆柱管道四氧化二氮低温非稳态导热模型,经验证与实际情况拟合较好。     

一种屏蔽式总温探头设计及其测量误差估计

在忽略辐射误差的情况下，使用流固耦合传热数值模拟的方法预测了一种总温探头在不同工况下的速度误差和导热误差。结果表明：在马赫数为0.2～0.6的范围内，导热误差都保持在较小值；总误差的90%以上由速度误差贡献；最大测量误差为1.13 K，比结构A、结构B、结构C以及结构D分别低了331.6%、119.4%、61.6%以及59.5%；速度误差和导热误差存在互相影响的关系，存在最优解可使总误差最小；适用于等温来流和马赫数大于0.5的高速非等温来流的总温测量。最后探讨了热电偶节点位置对测量精度的影响，节点在从设计点远离支持体的过程中，测量误差遵循着先增大后减小的变化规律。     

基于SPN的近距平行跑道容量建模与分析

跑道理论容量计算是机场容量评估的一项重要内容。传统方法是针对跑道实际运行情况建立特定的数学模型进行粗略计算,本研究则采用随机Petri网(stochastic Petri net,SPN)建立通用的近距平行跑道运行模型,通过同构马尔科夫链,建立系统稳态概率表达式,进而建立跑道容量数学模型。在此基础之上,将跑道容量的影响因素映射成相应变迁的激发率,通过对激发率的调整,实现了不同条件下交替起降近距平行跑道容量的计算与分析。与传统方法相比,该方法所建模型可复用性强,参数调整更为灵活,为跑道理论容量的计算与分析提供了新的解决方案。     

高金属含量水反应金属燃料稳态燃烧模型

为探索水冲压发动机稳态燃烧机理,以水反应金属燃料在水蒸气环境下的稳态燃烧试验为基础,建立了镁基高金属含量水反应金属燃料稳态燃烧模型,燃料中金属镁含量大于70％.将镁基水反应金属燃料稳态燃烧过程分为惰性加热区、凝相反应区和气相反应区,指出燃面附近气相火焰结构由4部分组成,分别为AP预混火焰、AP/HTPB扩散火焰、AP/...     

瞬态、准瞬态和稳态热网络模型差异的数值分析

对于受传导和辐射传热控制的航天器热模型，用数值分析研究了瞬态、准瞬态和稳态热网络模型解的差异，结果表明，就所考察模型的星内设备而言，准瞬态的温度波动范围一定小于瞬态波动，但波动区间没有明显包含关系。稳态温度低于瞬态和准瞬态平均温度，甚至最低温度。     

1700℃热校准风洞

１７００℃热本单位风洞是一台高温、高速的稳态与动态温度校准装置。本文介绍了１７００℃热校准风洞的主要性能和特点，以及为此而采取的保温与冷却相结合的结构设计、高温内壳设计和其它的一些技术方法。     

复合固体推进剂的燃速温度敏感性

本文介绍了固体推进剂燃速温度敏感性的表示方法,综述了有关复合固体推进剂燃速温度敏感性影响因素的理论分析,从而得出了影响复合固体推进剂燃速温度敏感性的主要参数。     

SiO2 气凝胶热参数测试及评价

利用非稳态阶跃平面热源法对SiO2气凝胶的热参数进行了高温实验研究,获得了不同温度和压力条件下SiO2气凝胶的热导率、热扩散率以及比热容等.结果表明,SiO2气凝胶800℃的热导率比室温增大约62％.在相同气压且低于600℃时,其热导率受比热容影响,而在高于600℃时,则受热扩散率影响;在相同温度且高于10 kPa时,热导率亦受热扩散率影响.