可变桨距冲压空气涡轮混合型流场数值研究

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性.数值风洞实验采用代数Baldwin-Lomax湍流模型,雷诺平均Navier-Stokes方程,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场,并分析其流场主要气动特性,探讨桨叶载荷分布原因,然后将数值模拟结果与风洞实验数据进行了比较.改进桨叶近轮毂区域气动性能可进一步提高冲压涡轮载荷.      

一种富氧中空纤维膜组件的温度特性

通过实验研究温度对中空纤维膜组件氧/氮分离性能的影响,结果表明温度能够明显影响膜的分离特性,并且不影响富氧浓度,可以通过控制膜组件的使用温度来增加富氧产量.      

CARET进气道亚音速气动特性研究

通过对一种Caret型进气道进行试验与流场数值计算研究,给出该型进气道亚音速的基本气动特性.在低速情况下,进/发匹配点处由于流量系数较大,管道内往往存在分离,这是总压恢复降低的主要原因.试验表明在进气道出口的左上角存在低能量区,而数值计算显示在进口外下角处首先出现流动分离,分离在管道内发展时并未沿周向旋转.      

一种实用的多机空战威胁计算算法

准确的威胁评估是无人作战飞行器进行战术机动的基本依据。文中在总结各种威胁评估计算方法的基础上,提出了作战双方在不同性能条件下的一种简单实用的威胁评估算法。算例表明该算法是双方距离、角度和速度的单射函数,对于各种变化都能在威胁计算中得到反映。     

飞机发动机冷气道与隔热层的耦合传热分析

数值研究了某飞机发动机外侧冷气道与隔热层的耦合传热过程。采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法计算通道内可压缩变物性气流的湍流对流换热,采用蒙特卡罗法求解通道壁面间的辐射换热。通道内气流湍流对流换热、壁面间辐射换热与隔热层内导热耦合求解。通过模拟计算,分析了通道与隔热层的耦合传热机制,考察了相关参数的影响。结果表明,在所考虑的通道结构与空气流条件下,冷气道外环壁面的温度高于气流温度,气流对内外环壁面均起冷却作用;在隔热层参数不变条件下,壁面间的辐射换热与气流的对流冷却是该传热过程的控制机制,增大冷气流量、降低壁面发射率均可显著降低隔热层的外壁面温度。     

三维编织支架底板RTM工艺研究

基于有限元/控制体积法模拟了三维编织支架底板树脂传递模塑(RTM)工艺的充模过程,预测了不同注入口的数量和位置对干点的影响,比较分析了注入口的数量和位置、注入压强及树脂粘度对充模时间的影响,按照优化的工艺参数制造了三维编织支架底板复合材料构件,用超声波无损检测验证了渗透情况。结果表明,通过底板超声衰减强度的损失较小,图像法测量空隙含量为0.93%。     

一种卫星数管中心计算机软件的工程实现

文章主要针对一种卫星数管中心计算机的软件需求,进行了操作系统和应用软件的设计和实现,并在数管分系统内部联试及与其它分系统接口匹配试验中对设计进行了验证。在软件的设计中,借鉴了空间数据系统咨询委员会的航天器星载接口业务(SOIS)和欧洲航天局的包应用标准(PUS),有助于软件的构件化和产品化。     

基于航线对象的五边进近调配程序模型研究

针对进近管制飞行密集、潜在冲突多、调配难度大的特点,提出一种智能化的调配程序研究方法。将五边调配程序分解为基本的飞行程序,并引入航线对象的概念,结合五边进近飞行特点建立调配程序的参数模型。通过模型计算得到关键位置点及飞行控制参数信息,同时生成飞行路径,综合全部信息即得到完整的调配方案,能够为实际管制工作提供参考和服务。计算机仿真结果证明了理论方法的可行性。     

Radio/FADS/IMU integrated navigation for Mars entry

Supposing future orbiting and landing collaborative exploration mission as the potential project background, this paper addresses the issue of Mars entry integrated navigation using radio beacon, flush air data sensing system (FADS), and inertial measurement unit (IMU). The range and Doppler information sensed from an orbiting radio beacon, the dynamic pressure and heating data sensed from flush air data sensing system, and acceleration and attitude angular rate outputs from an inertial measurement unit are integrated in an unscented Kalman filter to perform state estimation and suppress the system and measurement noise. Computer simulations show that the proposed integrated navigation scheme can enhance the navigation accuracy, which enables precise entry guidance for the given Mars orbiting and landing collaborative exploration mission.