为了对起竖装置的动态性能进行优化,对一种气液联合大流量油源快速起竖系统起竖过程动态特性进行研究。对起竖液压系统原理进行分析,并对起竖机构进行运动学及动力学分析,用有限元分析软件及动力学仿真软件建立起竖系统刚柔耦合多体动力学模型,并建立起竖液压系统模型及控制系统模型,基于软件接口实现机械、液压、控制系统的多学科联合仿真,并对仿真关键影响参数进行对比分析,研究其对起竖性能的影响。仿真结果验证了所建立模型的有效性,并为起竖系统的参数优化、控制方法研究等方面奠定基础。

飞行器热防护系统精细化设计是提高热防护系统性能、降低系统质量的必要途径。通过构建典型形状(球头、平板、锥体)热防护系统概率化模型,研究不同来流环境热流、几何外形参数以及材料热物性参数等输入参数的概率特性分布在热防护系统设计中的传播特性,及其对典型形状热防护性能的影响。提出了不同几何外形的三维物理场快速预测模型遴选方法。讨论系统温度场分布、系统热防护特性对外形不确定参数的敏感性,开展不同外形几何隔热层厚度优化及其可靠性评估,为热防护层精细化研究提供理论支撑。

高速飞行器在飞行过程中防热层烧蚀形成的粗糙表面会影响飞行器的气动特性。针对该问题,对烧蚀表面的近壁流动数值模拟方法进行了研究。采用等效砂粒粗糙度和粗糙函数相结合的方法,对粗糙表面形貌以及对边界层湍流流动的影响进行表征。基于高速粗糙平板风洞试验,开展了3种粗糙壁面湍流模型的数值模拟和验证。最后,以10°尖锥标模外形开展了不同壁面粗糙条件下的流场数值模拟,分析了壁面粗糙对气动特性的影响。研究结果表明,壁面粗糙会对法向力系数、轴向力系数和压心系数产生较大的影响。

针对气动布局中常见的体-翼连接形式对局部气动热环境的影响进行了研究进展综述。首先,分析了体-翼连接流动中有粘/无粘干扰对流场及局部气动热环境的影响特征。其次,梳理了流动状态、流动参数和几何参数对体-翼连接流场中流动结构和热环境的影响规律和研究进展。数值研究中以工程方法和CFD技术为主,工程方法可以给出平均场的热流分布,预测偏差在20%左右;CFD技术能够给出更为精细的流场信息和热流特征,但在流动分离尺度、脱体激波位置、热流峰值大小方面仍然存在一定的预测不足。最后,针对体-翼干扰对局部热环境影响的研究方向,指出了可以深入开展的研究方向,为体-翼连接干扰流动的热流精细预测研究形成了研究基础。

旨在解决强空间的约束下的尾翼增稳问题。结合马刀翼气动效率高和卷弧翼尺寸约束少的优点,创新性提出卷弧刀翼方案。通过结构设计,实现卷弧刀翼的折叠与展开锁定。采用CFD方法,计算了卷弧刀翼的气动特性,并将其与栅格翼结果进行了对比分析。结果表明,在一定马赫数范围内,卷弧刀翼增稳效果与栅格翼相当,阻力远小于栅格翼。卷弧刀翼作为一种新型增稳尾翼,具有工程可实现性,有望在尺寸约束和阻力约束都较强的环境下获得广泛应用。

鸭式布局指空气舵位于飞行器前部,与正常式布局相比,鸭式布局空气舵的控制效率高、响应快、升阻比大,可以实现飞行器较小外包络尺寸约束下的强机动、高过载需求。同时,鸭舵尾迹作用在弹身/尾翼上产生较强的三通道气动耦合问题。通过对鸭舵控制三通道耦合机理的研究,针对鸭舵控制耦合的问题给出工程解决方案。

以研究真空羽流环境下近距卫星底板的受力问题为目的,采用基于NS方程的连续流数值仿真方法开展分析研究。发现了燃气比热比通过影响激波形状和膨胀扇区进而影响下游平板受力的结果。获得了比热比和总压为该类问题关键参数,平均分子量和总温为非关键参数,以及比热比增加将导致羽流在底板上产生的轴向力减小的结论。通过等效比热比混合气体的计算结果,说明了开展该类喷流影响模拟试验的可行性。

为了实现飞行控制参数的在线更新以及飞行器故障的在线检测,提出了一种支持控制参数在线优化的气动参数实时辨识方法,通过对噪声方差的在线估计,判断参数是否发生突变,进而通过修改协方差矩阵,保证递推最小二乘法的收敛速度和辨识精度,实现在线高精度辨识。最后,基于某飞行器对该方法进行了仿真验证,并与传统辨识方法进行对比,说明了该方法对时变参数有较强的辨识能力,验证了该方法的有效性。

某型号发动机作为长征八号运载火箭的二级发动机,其涡轮泵中采用端面密封的结构形式,为了确保端面密封性能,需对其进行低温端面密封试验。其中某端面密封中动环的动压槽加工合格率一直很低,为了适应高密度的发射需求,需对某端面密封的动环加工工艺进行改进。介绍了某动环的结构及其动压槽的不同加工工艺的特点,并对不同加工工艺的动压槽的微观形貌进行测量,采用理论仿真及地面试验相结合的方式,对改进工艺后的端面密封性能进行评价。经试验验证,不同加工工艺的动环对低温密封性能有较大的影响,这为今后动环的设计及加工改进提供了借鉴意义。