结构参数对单组元高室压脉冲推力器的性能影响

高室压脉冲火箭发动机由于使用差动式可移动喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强.为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲火箭发动机挤压喷注、燃烧、排气过程的集总参数模型,以硝酸羟铵(HAN)基作为单组元推进剂,采用四阶龙格-库塔法对模型进行求解.分别从喷注器喷孔面积、喷注器差动面积比、喷管喉部面积、喷注器行程等方面分析并总结了结构参数对单组元高室压脉冲发动机性能的影响规律及影响程度.结果表明:计算模型能反映发动机的实际工作过程,其中,喷注器行程对燃烧室平均压强和平均比冲的影响最大,平均推力则对喷管喉部面积的变化最为敏感,上述两个结构参数是发动机优化设计时的首要考虑因素;其他结构参数对发动机也存在不同程度的影响,可以作为次要因素来考虑.      

火焰筒压力损失对点火特性的影响

以3.0%火焰筒压力损失火焰筒作为基准,分别设计了2.5%和2.0%火焰筒压力损失的火焰筒,通过试验研究火焰筒压力损失对地面起动点火性能的影响,对火焰筒内部流场进行数值模拟.在火焰筒压力降3.0%以内的空气条件下,3种方案贫油点火边界基本一致,低压力损失火焰筒能够在更宽的压力降条件下点燃,2.5%方案的综合点火性能最好.结合数值模拟结果:压力损失降低至2.0%,流场结构与基准方案有较大的区别,对燃烧室的性能开始产生不利影响,2.5%方案与基准方案流场结构较为接近,定量的变化对燃烧室的性能影响是有益的.      

直升机产品信息全生命周期管理与集成技术研究

直升机产品研制随着信息技术的发展得到了进一步规范和固化,数字化手段对产品研制数据进行自顶向下有效地管控,同时自底向上高效地反馈。在系统工程及并行工程思想的影响下,结合元模型建模理论,对直升机产品全生命周期研制流程及管理体系进行梳理,阐述了直升机产品全生命周期管理业务逻辑结构和集成技术架构,并分析了全生命周期管理系统集成技术,为直升机产品全生命周期管理与集成提出了一种有效的解决方法。     

动力效应对民机高速抖振特性影响数值研究

民机的高速抖振通常是由机翼上激波诱导的分离所致,而发动机动力效应可能会对机翼上激波的强度带来明显影响.基于经过TPS标模及DLR-F6标模算例验证的、在多块结构化网格系统上求解雷诺平均N-S方程的数值方法,结合通过定常计算结果判定抖振发生原因及起始升力系数的方法,研究发动机动力效应对某民机巡航构型高速抖振特性的影响.结果表明:动力效应给基于通气短舱设计外形的高速抖振特性带来了不利影响,使其抖振起始升力系数降低约1.3％总升力系数.     

粗糙元诱导的高超声速边界层转捩

基于有限体积方法,直接数值模拟了高超声速边界层内不同形状粗糙元导致的强制转捩现象;为了能够深入探究强制转捩机理,解析小尺度运动,同时又能够较好地捕捉激波,采用高阶色散最小耗散可调（MDCD）格式对Navier-Stokes方程组对流项进行重构。计算结果表明,数值结果与对应的实验值吻合较好;该方法能解析小尺度的流动结构以及规则结构的破碎与失稳过程,可揭示粗糙元引起的强制转捩机理,即此类强制转捩主要由粗糙元顶部的三维剪切层失稳导致。对多种粗糙元的转捩效果进行了定量研究,影响因素包括粗糙元形状、几何参数等。     

F/A-18E/F全自动着舰飞行特性分析

以F/A-18E/F舰载机为对象,针对航迹精确控制和安全性要求,分析了舰载机全自动着舰飞行特性。首先,基于自动着舰控制系统,建立了全自动着舰飞行控制系统的动力学模型;然后,对下滑轨迹纠偏与控制能力、控制器指令响应特性、变换下滑道机动特性进行了仿真分析。仿真结果表明,在全自动着舰安全边界范围内,舰载机能在较短时间内将航迹控制在理想下滑线附近;控制器具有良好的高度变化率、俯仰角、俯仰角速度等状态指令响应特性及控制面指令响应特性;F/A-18E/F变换下滑道机动则需要配合油门完成,说明仅通过平尾控制实现该机动并非安全着舰的必要条件。     

多版本有效模式下的架次有效性管理技术研究

在多版本有效模式下,将产品结构进行扁平化的分层组织,并变换产品结构,用标注模型来表达真实的装配件,通过标注架次有效性,使得飞机研制过程中的多次更改形成一颗超配的产品结构,可根据架次有效性对超配产品结构进行过滤,从而确定单架机的装机信息.飞机架次有效性管理技术在保证设计历史完整可控的基础上,极大地降低了更改的追溯层级,有利于进行飞机研制过程的管理和控制,从而保证产品数据的一致、完整和可控.     

基于混合笛卡尔网格方法的扑动翼型数值模拟

针对单体扑动翼型与前扑动/后静止串联布置的双翼型发展了适用于运动边界问题的非定常混合笛卡尔网格方法,并进行了数值模拟研究.在物面附近使用贴体结构网格,外部使用自适应笛卡尔网格来填充,使用最近“贡献单元”方法来实现两套网格之间的信息传递.发展了一套非定常可压缩求解器,使用格心格式2阶精度的有限体积方法实现空间离散,使用隐式LU-SGS双时间步方法实现时间离散.物面边界运动过程中,在贴体网格外边界进行笛卡尔网格的动态几何自适应,使用逆距离插值方法进行新鲜网格单元参数的确定.对扑动翼型的研究重点关注了推力系数与推进效率:除却很小的扑动幅值与减缩频率的工况,在单体扑动翼型后部一倍弦长处放置一个静止翼型能够增大推力系数;但推进效率的改变较为复杂,与扑动的幅值以及减缩频率相关.     

直升机主减机匣结构振动噪声分析与优化

针对直升机主减速器机匣的振动噪声问题,对机匣进行基于频率响应和模态贡献量的结构动力学特性分析,给出机匣的振动特性,并确定对结构振动特性起主要影响的模态.利用间接边界元与有限元相结合的方法,应用基于结构面板声功率贡献量的分析方法,进行结构噪声功率分析和结构噪声功率面板贡献量分析,给出机匣的声学辐射特性,找出相应激励频率下对结构噪声功率贡献量最大的面板.以该面板为设计域进行结构拓扑优化,并根据优化结果合理布置加强筋,以提高结构刚度,达减振降噪的目的.结果表明:结构速度频率响应峰值下降了36%,减振效果良好,结构声功率级有了明显的降低,其中声功率级峰值下降了5dB,降噪效果良好,为直升机主减机匣提供了一种可行的减振降噪方法.      

滑移边界对空气轴承性能的影响研究

为增进滑移边界对空气轴承性能影响的认识,提高空气轴承设计的准确性,以波箔式动压轴承为研究对象,推导了滑移边界下无量纲形式的压缩性流体非定常Reynolds控制方程;采用有限差分法(Finite Difference Method,FDM)及Newton-Raphson方法,建立了相应的差分格式;讨论了滑移边界对波箔型轴承的压力分布、承载力及偏位角的影响;最后,对比分析考虑滑移边界下,结构参数相同的波箔轴承及刚性轴承性能对滑移边界的敏感度。结果表明,由于波箔轴承的弹性变形,波箔轴承对滑移边界的敏感程度远小于刚性轴承。