基于多项式近似的空间碎片群体轨道预报算法

快速准确地分析空间碎片群轨道演化行为对于其他在轨航天器碰撞规避至关重要。在各摄动力的作用下,空间碎片群演化运动呈现出复杂的非线性特征。空间碎片群体个体数量巨大,如果通过对空间碎片群中每个空间碎片进行轨道积分来分析群体预报的方法会导致计算量过大。针对该问题,提出一种基于多项式近似的轨道快速预报分析方法。该方法将空间碎片群分为少量的标称碎片和其他大量关联碎片。针对标称碎片的轨道预报采用数值积分求解保证预报精度;而针对其他大量的关联碎片轨道预报问题,采用多项式泰勒展开半解析方法求解,从而在保证预报精度的前提下有效减少空间碎片群轨道预报的计算量。为了验证方法的有效性,对不同空间碎片群进行了轨道预报仿真。仿真结果表明,当轨道预报精度设定在1m范围内时,多项式近似算法的计算量较蒙特卡洛方法计算效率提高了2.2~17.2倍,验证了所提出方法的有效性。     

涡轮导叶W型孔全气膜冷却效率实验研究

为了研究涡轮导叶W型孔全气膜冷却效率的分布规律,使用热色液晶测量了在流量比为5.5%、8.4%和12.5%,主流湍流度为1%、9%和15%下W型孔全气膜涡轮导叶的气膜冷却效率,并与相同工况下的圆柱型孔全气膜叶片的冷却效率结果进行了对比。结果表明：在低湍流度下,流量比变化对W型孔叶片不同区域冷却效率的影响规律不同;而在高湍流度下,流量比增大使W型孔叶片的冷却效率整体升高;在本文研究的所有流量比下,W型孔叶片的冷却效率均随着湍流度的升高而降低;与圆柱型孔叶片相比,在中低湍流度下,W型孔的冷气壁面贴附性和展向覆盖效果更好,W型孔叶片的冷却效率具有明显优势,然而在高湍流度下由于W型孔的冷气速度低且分布分散,易在高湍流度影响下耗散,W型孔叶片的冷却效率优势较小,甚至在高湍流度大流量比下,圆柱型孔叶片的面平均冷却效率比W型孔叶片高15%左右。     

复合材料MMB试件I-II混合型层间裂纹扩展分析

基于经典层合板理论及双线性黏聚区本构关系,建立了含一般分层裂纹层合板的理论模型,对I-Ⅱ混合型弯曲（MMB）断裂试件进行了裂纹扩展理论分析。提出了一种I-Ⅱ混合型断裂叠加模型,引入I型裂纹分量的刚体转动位移,同时考虑了裂纹长度超过试件半长后中部载荷分量对裂纹扩展的闭合效应,并根据黏聚区力学响应,分段获得了位移函数通解。结合叠加模型的边界条件与连续性条件,分析了MMB试件的裂纹扩展过程,求解获得了载荷-位移曲线。通过与梁模型预测以及试验结果进行对比,验证了本文模型对I-Ⅱ混合型裂纹扩展预测的有效性和准确性,并讨论了初始断裂模式混合比及闭合效应对裂纹扩展过程的影响。结果表明：初始Ⅱ型裂纹比重较大时,中部载荷的闭合效应更为明显,可能出现I型裂纹完全闭合的情况;裂纹扩展过程中,当裂纹长度小于试件半长时,断裂混合比基本保持常数;当裂纹扩展超过试件半长后,闭合效应明显,混合裂纹形式逐渐向单一型断裂模式退化。     

压燃式航空活塞发动机转矩与空燃比的控制

通过对压燃式航空活塞发动机的空燃比进行需求分析,采用发动机转矩需求的逆向倒推法,从螺旋桨的转矩需求倒推至发动机总转矩需求,建立转矩需求的主控通道和前导通道的控制模式,前导通道是利用微分控制的超前特性,加快转矩控制的动态响应能力.由相关转矩需求和进气量估算模块计算后,建立了最优空燃比控制的计算方程,实时计算得到对应的每循...     

基于材料场级数展开的结构动力学拓扑优化

如何通过结构优化实现稳态与瞬态动力载荷下动力学响应的有效抑制是航空航天结构设计中关心的重要问题之一。传统基于梯度的拓扑优化方法因需要复杂的灵敏度推导使得动力学优化指标选择受限,并且复杂的动力学响应也使得优化问题往往陷入局部最优解。本文基于材料场级数展开策略和非梯度优化算法有效实现了结构稳态和瞬态动力学拓扑优化问题的求解。在动力学拓扑优化问题中,采用材料场级数展开技术将结构拓扑在特征映射空间进行降维表征,大幅度减少设计变量,进而采用序列Kriging代理模型算法求解。通过给出的拓扑优化算例,验证了该方法能够在不需要结构动响应灵敏度分析的前提下有效地处理结构稳态与瞬态动力学拓扑优化问题。     

跨越第二宇宙速度的膨胀管风洞研制

为了解决再入飞行器涉及到的高焓真实气体效应、辐射传热等关键气动问题,满足中国下一代航天飞行器研制对高焓环境模拟的需求,中国空气动力研究与发展中心建成了一座工程应用型的高焓膨胀管风洞。重点介绍了风洞的一些关键技术及解决途径,包括气动设计、活塞驱动、大口径耐冲击夹膜机构设计、双滚动浮动支撑运行、配套高焓瞬态测试技术,风洞流场调试的初步结果及测试技术验证等情况。流场调试结果表明：高焓膨胀管风洞实现的关键技术指标气流速度、焓值和有效试验时间范围分别是1.63~11.50 km/s、1.5~71.7 MJ/kg和0.1~1.1 ms,该风洞具备了进行高焓真实气体效应问题研究的地面试验模拟能力。     

大落差长度比中介机匣气动性能试验及数值模拟

为了考察中介机匣气动性能水平并验证设计方法,对中介机匣进行了气动性能试验,同时采用NUMECA Fine软件进行了相应的数值模拟。为了准确测量流过中介机匣内涵的气流流量,设计了一种流量测量装置并进行了精度校核,结果表明:测量精度的相对偏差小于1.5%。针对高进口马赫数时在进口平直段上两侧的壁面静压比中间区域小,以及某些涵道比未能调节到目标进口马赫数的情况,进行了相应的数值模拟并提出了解决方案。用单点总压管对内、外涵出口进行了扇面测量,得到了内涵的总性能曲线、总压恢复系数径向变化曲线及内、外涵总压恢复系数云图,并与计算结果进行对比,结果表明:内涵总性能曲线及内、外涵总压恢复系数云图的计算结果与试验结果吻合较好,在设计状态下,内、外涵出口测量截面的总压恢复系数分别为0.992 1、0.986,两数值均高于设计指标,中介机匣具有较好的气动性能。      

液氙加注过程中贮箱充填率影响因素分析

液氙在加注过程中可能会出现相变进而降低贮箱的充填率,因此需要了解贮箱充填率的影响因素。采用零维集总参数模型对液氙加注系统进行建模和仿真。基于AMESim计算液氮无排气加注过程中贮箱的充填率,其与文献中的实验结果接近。同时,基于AMESim搭建液氙加注系统,计算不同入口过冷度、入口压强、壁面温度和热流量条件下贮箱的充填率。结果表明,在相同加注时间条件下,提升入口过冷度、增加入口压强可以提升贮箱的充填率,而管路和贮箱受热会降低贮箱的充填率。     

基于飞/发一体化的Ma=8~10飞行器任务性能快速评估与分析

针对典型飞行马赫数Ma=8~10高超声速飞行器/超燃冲发动机一体化构型,建立了飞/发性能一体化模型,可以快速评估飞行器气动力、发动机性能和飞行任务性能。对比了在起始推重比为0.3、0.4、0.5和0.6下的飞行器飞行性能,以燃料消耗最小为目标,基于飞/发性能一体化模型,利用MATLAB优化工具箱中的序列二次规划（SQP）算法,得到了该飞行器的最优起始推重比为0.422。给出了Ma=8~10飞行器/发动机的概念方案总体参数,在载荷质量为1 000 kg下,飞行器总质量为5 943 kg,发动机推力为2 505 daN。该飞行器在攻角范围为4.1°~3.8°下总的飞行时间为489 s,飞行距离为1 360 km。     

进、排气壳对全流道大膨胀比涡轮性能影响研究

进、排气系统对涡轮级的性能影响鲜有研究,本文针对增压器涡轮,采用数值方法对全流道大膨胀比跨声速涡轮与进、排气壳进行耦合计算,探索进、排气壳耦合对涡轮级的性能参数影响,结果显示进气壳主要影响静叶10%叶高与50%叶高前缘来流气流角周向分布,静叶排会减弱进气壳带来的参数周向不均匀性,排气壳主要影响动叶尾缘0°与180°周向位置总压与静压分布,进、排气壳耦合涡轮级总静效率比均匀边界涡轮级下降0.25%。