时间与燃料约束的参数自主寻优变轨滑模控制

航天器相对运动轨控采用滑模控制具有较好的抗扰能力,但参数设置复杂.为贴近工程实际,引入燃料最优约束和寻优算法,提出一种综合考虑时间、燃耗以及误差的参数自主寻优滑模控制.首先,基于线性相对运动方程与指数趋近的滑模控制,建立相对运动滑模控制器模型,并由能量最优的轨迹规划器给出收敛约束时间,实现高效机动;然后,分析滑模控制器...     

基于时域仿真的飞机燃油管道卡箍振动疲劳分析

近年来,随着飞机性能的逐渐提高,管路系统的设计理念不断完善,对管路的卡箍也提出了更高的可靠性要求。基于这种情况提出了一种基于时域仿真的飞机管道卡箍振动疲劳寿命分析方法,该方法的优点在于振动响应和疲劳分析均在时域进行,减小了频谱分析所带来的误差。基于梁单元模型建立了管道有限元模型,在随机激励下,通过时域数值积分法进行了管道系统动力学分析,发现振动最大的卡箍,并输出卡箍位移载荷时间历程。建立卡箍实体有限元模型,利用瞬态分析的方法仿真在卡箍振动位移载荷作用下的振动薄弱环节应力,得到危险点应力时间历程。在时域利用雨流计数法编制载荷谱,并运用线性累计损伤理论,进行了卡箍疲劳寿命仿真分析。针对某型飞机发生了卡箍断裂故障的燃油管路,对管道进行了卡箍优化,并建立了该段管道的试验模型,在振动台上进行了振动试验,试验结果验证了仿真分析的准确性,说明了该方法的有效性以及工程实用性。     

穿孔管式扩散器出口流速均匀性研究

为解决穿孔管式燃油扩散器内部压力分布严重不均匀,导致燃油扩散器出口流速不符合要求的问题对穿孔管式扩散器出口流速均匀性开展研究。以 Matlab 及 Fuent 软件为平台,通过 Sparlar-Allmaras 湍流模型来处理燃油在扩散器内的三维流动,建立穿孔管式扩散器内部燃油流动模型,并分析其内部压力分布及出口处的速度分布。多次选代计算后,发现网孔开设及内部构型设计可有效调节内部的流动方式和压力分布。其中网孔开设方面应考虑开孔总面积足够大:另外,对内部构型进行修型,在扩散器内部适当位置添加合适高度的孔板。详细给出了网孔的开设方法及扩散器内部需重点考虑的3个关键孔板的设计规律,对穿孔管式燃油扩散器的设计及优化提供了理论参考。     

固体燃料冲压发动机推力平稳性及飞行稳定性分析

分析了固体燃料冲压发动机中燃面退移速率的影响因素,建立了燃面退移速率仿真模型。在此基础上,建立了固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型。采用该模型对固体燃料冲压发动机超音速巡航导弹的推力平稳性和飞行稳定性进行了分析。分析结果表明,选择适当的发动机设计参数能确保推力随时间的变化最小;发动机能根据巡航导弹飞行高度和速度的变化进行调整,使巡航导弹维持在设计点飞行。     

镁基水反应金属燃料发动机性能分析方法与试验验证

采用一维两相多组分反应流法,对镁基水反应金属燃料发动机进行了性能分析,计算得到了稳态工作时发动机流场参数分布、液滴蒸发过程及性能参数。通过试验验证了程序的可行性和可信性,分析了产生误差的原因。提出了采用实际测量温度和燃烧效率对燃气入口条件进行修正的方法,减小了模型计算误差。采用修正模型计算了发动机性能随一次水燃比变化规律,计算结果表明存在最佳一次水燃比。研究结果对发动机设计和性能分析具有参考价值和实际意义。     

发动机技术进步对飞机先进性的重要作用

推进技术的创新曾经是空中运输进步的基本推动力.研制大型客机,必须认识发动机技术进步对飞机性能先进性的重要作用.以用于波音公司B787梦幻飞机的美国通用电气公司(GE)的GEnx发动机为例,分析发动机技术先进性对飞机高效、低污染、智能化、低成本和舒适性的作用.最后从国外的技术发展途径,提出发展我国发动机技术的一些想法.      

先进飞机中燃油系统的综合化控制与管理

机载机电系统的综合管理与控制逐渐成为现代飞机发展的必然趋势.论述了机载机电系统以及机电公管计算机(USMC)对燃油系统的控制与管理功能,介绍了双余度的机电公管计算机对燃油系统的控制方法,介绍了机电系统的主要子系统之一--燃油测量系统的工作原理,详细地分析了燃油系统各油箱油量的采集及测量方法,论述了机电公管计算机对燃油系统的供油/输油控制、加/放油控制、热负载控制等功能.说明了随着电子技术飞速发展,各机电子系统相互独立,各自为政的状况已不能满足日益发展的新一代战机的要求.开发出机电综合控制与管理系统,实现机电系统的统一调度与全局控制,实现各子系统之间的信息共享,满足系统的小型化要求,是新型战机发展的必然趋势.     

Effect of mixing section configurations on combustion efflciency of Mg-CO2 Martian ramjet

Experiments were conducted to determine the effects of the mixing section configurations on the Mg-CO₂ Martian ramjet combustion efficiency. It was carried out at a mainstream mass flow rate of 110 g/s and a temperature of 810 K. The chamber pressure was measured under different configurations and Oxidizer to Fuel(O/F) ratios. Results showed that the engine achieved self-sustaining combustion and worked stably during experiments. The pre-combustion chamber is needed to increase the co...     

低压涡轮导向器开度对变循环发动机的影响

建立了变循环发动机整机模型并对可变几何低压涡轮特性进行修正，研究了低压涡轮导叶开度从-6°～6°时对各部件以及发动机整体性能的影响。结果表明：随低压涡轮导向器角度变大，低压涡轮进口折合流量增大，不论低压涡轮导向器开大或关小，高、低涡轮效率均下降；随导叶开度增大，高压涡轮膨胀比增大，高压轴功率增大，高压压气机（High pressure compressor,HPC）与核心机驱动风扇级（Core driven fan stage,CDFS）压比增大；双外涵模式下涡轮导叶角度为0°时单位推力最大，单外涵模式下涡轮角度为-1°时单位推力最大。     

含铝固体燃料冲压发动机工作性能分析

为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能，基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯（HTPB）的混合固体燃料，采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型，建立了二维两相湍流燃烧模型；数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内流场，以及不同含铝质量分数和粒径下的燃面退移速率、推力与比冲。结果表明：发动机的进气条件对颗粒相的燃烧与运动起主导作用；与纯HTPB推进剂相比，添加质量分数为5%的铝颗粒能够提高补燃室压强和温度，增大燃烧室内高温区面积，可使推进剂平均燃面退移速率提高18.53%，发动机推力提高21.37%，密度比冲提高2.38%，适当增加铝颗粒含量或减小粒径，对提高推进剂燃面退移速率、发动机推力和密度比冲具有积极作用。