叉流管－管型换热器二维温度场的数值分析

建立并导出叉流管－管型换热器传热过程的二维数学模型及相应的差分格式,对比实验数据和性能计算结果,表明数值方法是有效可行的。据此编制的计算机程序已成功地用于组合发动机空气预冷换热器工作过程的预测。     

瞬变流速作用下姿控发动机燃料管路的非线性振动特性分析

为研究瞬变流速激励下某型卫星姿控发动机燃料输送管路的非线性振动特性,采用加权余量法和四阶Runge—Kutta法对燃料输送管路的非线性液固耦合振动模型进行了数值仿真,研究不同燃料流速下、电磁阀开关时长对燃料管路非线性振动稳定性的影响.仿真结果表明,依据管路特征线可将管路振动分为稳定振动区和不稳定振动区,且不稳定振动主要...     

基于输入成形的挠性航天器自适应滑模控制

针对大型挠性航天器姿态机动过程中的振动抑制问题,提出一种输入成形(IS)与自适应滑模控制(ASMC)相结合的控制策略.该控制策略利用输入成形抑制标称挠性系统的残余振动,并通过滑模控制保证实际系统在参数不确定性和外部干扰的影响下实现对标称系统的跟踪,解决了输入成形对参数不确定性和外部干扰的敏感性问题.进一步采用自适应技术去除了滑模切换增益对参数不确定性和干扰上界的先验性要求.仿真结果表明,在参数不确定性和外界干扰的影响下,该控制方法能够保证在完成姿态机动的同时抑制航天器的挠性振动.     

突扩后突缩的三维流场计算

根据有关固体火箭发动机装药后端到喷管间的空间特征,对三维突扩后突缩内部流场计算进行了探索和研究。计算中成功地应用了SIMPLE算法解决复杂的三维流场计算问题,并在初场构成、源项离散及松弛系数的选取等方面都进行了调试改进。通过建立计算模型、划分网格、对方程及边界条件离散化和非线性处理,以及线性方程组求解等,计算得到了符合物理规律的数值解,指出了空间涡及二次涡的存在。     

高油气比航空燃烧室慢车贫油熄火问题的解决方法

本文分析指出传统的航空燃烧室设计不能解决高油气比燃烧室的慢车贫油熄火问题.为了解决慢车贫油熄火问题,需要对航空燃烧室设计作出重大革新.本文详细介绍了一项已被证明是实用且有效的设计,它不仅解决了慢车贫油熄火问题,实际上还阐明了高油气比燃烧室的气动热设计.航空燃烧室设计将进入一个新时代.     

超音速燃烧室燃烧效率数学模型及气流状态参数的计算

本文分析及提出了超音速燃烧冲压发动机燃烧室燃烧效率的数学模型.该模型综合了氢气喷射方式、燃烧室进口气流参数以及燃烧室结构的影响因素.用这一数学模型求解一组一元流方程.计算出通过燃烧室的气流状态参数,计算结果与试验数据对比,证明这个模型是适用的.     

对转叶轮机技术挑战分析

为获得关于对转叶轮机共性问题的认识,在回顾对转叶轮机发展之后,采用速度三角形方法分析了“对转”造成的气流预旋范围和变工况运行方面的技术挑战。分析表明:除带来更严峻的噪音、振动及高周疲劳问题外,对转叶轮机还将面临气流预旋范围受限、变工况运行更加复杂两个挑战。使用对转叶轮机方案前提条件是对转导致的气流预旋范围能满足总体循环提出的要求;对转叶轮机设计时尽量选取低转速比、低流量系数;对大转速比、高流量系数对转叶轮机,应尽量使前排出口相对气流角β1<40°~50°,否则,对于对转风扇/压气机就只有改变下游叶片安装角;有时需要采用可调叶片以应对对转风扇/压气机变转速变工况问题。研究结果将直接用于判断对转叶轮机适用性及确定对转叶轮机基本设计参数选取原则和范围。     

氢/空气超音速燃烧自燃规律的实验研究

对平行喷射氢／空气超音速燃烧自燃规律进行了实验研究。主流空气用氢和空气燃烧补氧的方式加热到温度1000～2100K,压力0．8～1．6MPa。发现滞止温度、滞止压力和燃烧室内部构型等都对自燃有影响,特别是滞止温度和内壁构型的影响非常大。研究了四种试验段构型的自燃规律,找到了它们的自燃极限条件。对于光滑内壁构型,当温度接近自燃极限时,发现了有兴趣的现象并作了讨论。     

系绳卫星控制系统可重构性评价指标

针对系绳卫星控制系统,展开系绳卫星控制系统可重构性评价指标的研究。首先建立了由三个子卫星组成的系绳卫星控制系统;然后针对该模型进行可重构性评价,给出可重构性评价指标,该指标不仅描述了系统的重构能力,同时还强化了可重构性评价对重构策略指导的作用,体现了重构设计对可重构性评价方法的依赖性。最后通过数值算例,分析了系绳卫星的可重构性指标,并对故障后的系统重新设计重构控制律使其保持稳定。     

涡轮螺旋桨飞机单发自转状态的运动分析

多发涡轮螺旋桨飞机单发停车,螺旋桨进入自转状态产生负拉力,这一特情必将危及飞行安全。首先说明螺旋桨自转工作状态,负拉力产生机理和随飞行速度的变化规律;然后分析螺旋桨不同工作状态下,滑流对机翼升阻力的影响,并应用螺旋桨载荷系数推算两翼升阻力差及横航向力矩,以此解决此种状态气动数据资料的不足问题;在此基础上,建立飞机全量动力学方程,根据实际舵面输入,仿真解算飞机的动态响应过程,与实际飞参数据进行对比;最后讨论分析得到此种特情影响飞行安全的主要因素是机翼升阻力差引起的横航向力矩和副翼效能减小等。研究结果对涡轮螺旋桨飞机设计阶段尽量避免特情发生和飞行阶段合理处置特情,保障安全具有借鉴意义。