一种超声速状态下机载推进系统模型的建模方法

为了满足机载航空推进系统模型对精度、实时性及数据存储量的苛刻要求,提出了一种机载模型建模方法.对传统的机载稳态模型建立过程中使用的相似准则进行了充分讨论,得出了一种具备更高建模精度的相似准则.在新的相似准则基础上,建立了包含泰勒展开式中非线性2阶项的高精度稳态变量模型,有效解决了分段线性稳态变量模型在大包线、变状态条件下精度难以保证的问题;为了解决超声速状态下安装推力与发动机净推力差别较大的问题,建立了考虑外流特性的简化进气道模型,给出了一种计算安装推力的方法,即由简化发动机模型计算安装推力中符合相似准则的部分,由进气道模型计算溢流阻力、放气阻力及发动机推力中不符合相似准则的部分.仿真结果表明:基于新的相似准则所建立的机载模型具有大包线、变状态适应性,输出参数误差均在0.5%以内.      

变控制流供应角度涡流阀固体变推力火箭发动机调节方案

针对涡流阀变推力发动机变控制流供应角度方案,开展了发动机工作特性的数值模拟及实验研究。数值研究结果表明:采用变控制流供应角度可以很好地实现涡流阀变推力发动机的推力调节;涡流阀最大推力调节比超出加质发动机调节比26%;调节比随着控制流供应角度的减小而增大。实验结果表明:变控制流供应角度方案可行,验证了“气 气”调节的优越性。变控制流供应角度涡流阀固体变推力发动机为实现固体发动机推力调节提供了一种技术途径。      

针栓式喷注器锥形液膜破碎特性试验

采用高速摄影获得了针栓式喷注器在不同喷注压降和结构参数下的表面波破碎图像,测量了锥形液膜的破碎长度和破碎时间,研究了变工况时液膜破碎长度和破碎时间的变化规律.试验结果表明:在喷注压降不变的条件下,针栓式喷注器能够实现流量的线性调节.针栓式喷注器设计时,在合理的推进剂动量比范围内,狭缝宽度应尽量取小.液膜在低工况时破碎得更快.液膜破碎长度和破碎时间均随喷注压降的增加而减小.      

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

具有全向推力矢量的六旋翼无人机设计与建模

针对常规旋翼飞行器飞行速度小和加速飞行时不能保持机体水平姿态等问题,提出了一种具有全向推力矢量的六旋翼无人机设计方案;分析了推力矢量六旋翼在可倾转旋翼结构倾转不同角度时的飞行模式;建立了推力矢量六旋翼的动力学模型,并针对动力学模型设计了PID控制器;最后对动力学模型进行数值仿真验证.结果表明,所设计的推力矢量六旋翼能够悬停,且可以在定速飞行中保持飞行器的水平姿态.     

钛板刚度对钻削轴向力和出口毛刺的影响

针对弱刚性钛合金薄板钻削过程,从理论和实验两方面研究工件刚度对轴向力和出口毛刺的影响规律。考虑工件变形与轴向力的相互影响,建立弱刚性钛板钻削轴向力预测模型,求解工件变形带来的附加进给率,结合提出的毛刺厚度预测方法和高度累积判定式,实现工件刚度的影响规律分析,并设计以刚度和进给率为变量的钻削实验。实验结果表明,随着工件刚度的减小,轴向力曲线上升段延长、下降段缩短,最大值略微减小;而毛刺高度减小、厚度增加,类型从冠状变为均匀状。轴向力预测曲线与实验曲线趋势相符,峰值预测误差在8%以内;毛刺尺寸和类型的理论分析结果与实验结果具有一致性。工件刚度以改变实际进给率的方式影响钻削过程,因此弱刚性钛板钻削出口毛刺的抑制要综合考虑工件刚度的影响。     

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.     

民用飞机反推装置气动特性分析与验证

为验证国内某型民用飞机所用的格栅式反推装置设计方案是否满足适航标准,采用风洞试验对反推装置启动后指定速度区间范围内的反推效率、重吸入现象及其对静压测量的干扰进行了评估。试验结果表明:该套装置的反推效率在速度使用区间内能够维持在40%的水平以上,高于当前平均水平;通过监控温度场基本可以排除发生重吸入现象的可能性;反推气流会改变局部的流场及压力分布,但不会对静压测量造成明显干扰。此外,CFD仿真的结果与风洞试验的结论相互印证,再次验证了该反推装置设计方案的合理性。     

新型二维推力矢量喷管数值模拟

针对现有流体推力矢量控制方案的不足,提出利用喷流附壁效应的新型矢量喷管,借助于尾喷管射流对固壁延伸面的跟随作用控制尾喷流方向,实现推力转向.在此基础上采用限制流量的方法调节喷流的抽吸程度,产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的.运用这一概念设计了二维矢量喷管,用数值实验方式验证了喷管的推力转向效果,采用限制流量方法得到的最大矢量角度约13.3°,进一步结合射流控制可以使矢量偏角达到20°以上.通过对该喷管流场的数值计算研究,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析,为下一步开展实验研究奠定了基础.     

常值推力下面内轨道优化的一种改进间接法

针对常值推力下航天器面内轨道转移燃耗最省的轨道优化问题,利用极大值原理导出了最优轨迹下推力方向角应满足的控制方程,结合动力学方程建立了一种求解航天器面内最优转移轨道的改进间接法,及其在推力方向角调节能力受限条件下的应用方法。由于避免了协态变量微分方程组的求解,改进间接法相对于传统间接法降低了初值猜测的难度和计算量;与采用Gauss伪谱法求解相比,所建立的改进间接法求解结果精度更高,数值光滑性更好。仿真算例表明:推力方向角调节能力受限会改善推力方向角变化规律,降低推力方向角变化范围;就燃耗而言,推力越大燃耗越多,优化轨道节省燃耗更加显著。