火焰稳定器相对参数对水冲压发动机燃烧及其内流场的影响

在水冲压发动机燃烧室中设置钝体火焰稳定器,可使部分已燃高温燃烧产物在火焰稳定器后部的回流区内不断点燃新鲜的可燃混合物,从而实现稳定高效燃烧。通过改变火焰稳定器相对金属燃料入口高度及相对一次进水位置,对比分析了相对入口高度和相对一次进水位置两种不同相对参数对于燃烧室内掺混、燃烧以及火焰稳定效果的影响。结果表明:当相对高度$H>\mathrm{1}$时,燃烧火焰无法稳定在回流区。当火焰稳定器相对位置不变时,在一定范围内,随着相对高度$H$减小,火焰稳定效果增加,且存在较优的相对高度($H=\mathrm{1}$)使燃烧室内的掺混效率和火焰稳定效果较好。当保持相对高度$H=\mathrm{1}$不变的情况下,综合考虑火焰稳定效果、铝/水掺混效率以及发动机工作性能,$L=\mathrm{0.5}$是较为理想的火焰稳定器相对位置。      

基于高温瞬态热响应的石英窗口导热系数反演

提出一种利用高温加热下瞬态热响应信息来同时反演石英窗口在不同温度下导热系数的方法。结合实验测试过程,首先建立石英窗口-石墨板-石英窗口三明治结构高温非灰体辐射-导热耦合传热模型。再通过实际测试温度响应结果和材料光谱辐射特性参数,构建石英窗口导热系数的遗传算法反演辨识模型。采用1 100 K加热条件下实验数据,反演辨识获得了常温至1 100 K石英窗口导热系数介于1.35~2.58 $\mathrm{W}/(\mathrm{m}?\mathrm{K})$,并拟合出高温导热系数关联式。结果表明:该材料辐射对导热系数影响随温度升高而增大,在1 100 K下辐射影响占比16.12%。最终通过变工况的高温传热过程测试,验证了方法的可靠性及导热系数数据的准确性。      

气动量仪锥度管内流场对浮标稳定性分析

从绕流问题入手,通过流场分析研究发现气流自下而上经过浮标后会引发尾部紊流和涡旋。随着涡旋移动脱落,湍动流场就会呈现脉动压力以交变形式作用于浮标两侧,引发浮标左右摇摆,示数不稳。进一步在浮标尾部设计增加不同长度和角度的导向面,通过对尾部流场引流来降低尾部旋涡的影响;同时增强引流导向区局部气阻提高浮标的工作稳定性。研究发现:当导向面长度增大至2 mm时,浮标与锥度管道内壁气流刚度增强,浮标偏转角由$\mathrm{8}°$降低至$\mathrm{0.5}°$。当导向面角度超过$\mathrm{10}°$时,受科恩达效应的影响,浮标出现相对低压区,偏转角超过$\mathrm{15}°$。      

基于Armijo准则和BFGS算法的运载火箭控制重分配

以某型运载火箭为研究对象，研究了伺服机构故障下的重构控制问题。将该问题转化为有约束二次规划问题，采用一种Armijo准则和BFGS算法相结合的控制分配方法来求解。Armijo准则可以保证优化算法的收敛性，而BFGS算法则避免了迭代过程对Hesse阵的求逆运算，且具有收敛快的优点。将该重构方法与不动点迭代算法进行了对比，该算法经过8次迭代收敛，目标函数值和误差值分别收敛到${\mathrm{10}}^{\mathrm{2}}$量级左右和${\mathrm{10}}^{-\mathrm{5}}$量级；而不动点迭代算法经过30次迭代尚未完全收敛，目标函数值和误差分别收敛到${\mathrm{10}}^{\mathrm{3}}$量级左右和${\mathrm{10}}^{-\mathrm{2}}$量级。结果表明该重构方法比不动点迭代算法收敛快且收敛精度高。以单台发动机发生卡死故障为例对该方法进行了仿真验证，得到了与无故障情况下相同的控制效果，验证了该重构方法的有效性和正确性。      

安装误差下弧齿锥齿轮齿面6σ稳健优化设计

由于航空弧齿锥齿轮传动过程中存在安装误差,其不确定性对齿轮传动中的噪声和稳健性有较大的影响,利用Monte Carlo模拟描述抽样方法与多岛遗传算法对弧齿锥齿轮的2阶接触参数进行设计,将局部综合法和$\mathrm{6}\sigma$分析法结合形成了弧齿锥齿轮的稳健性优化设计方法,并展开了对安装误差不敏感的稳健性优化设计。结果表明:给定工况下,合理地预设2阶接触参数的取值与容差量可将齿轮传动中安装误差不确定性的稳健性提高至99.9%以上;同时可有效降低弧齿锥齿轮接触印痕、传动误差的灵敏度30%以上,改善弧齿锥齿轮传动的接触性能。验证了文中基于$\mathrm{6}\sigma$稳健优化设计技术的弧齿锥齿轮稳健性设计方法的可行性。      

大尺度飞机螺旋桨风洞动力模拟试验系统设计

以开展某型飞机螺旋桨气动力和气动噪声研究为目的,结合5.5 m×4 m航空声学风洞实际,设计了一套动力模拟试验系统。该系统以300 kW高功率密度永磁电动机为核心,通过配套相应的电源、驱动、控制、支撑等,实现了大尺度螺旋桨的动力模拟,并开展了相关试验验证。结果表明:该系统额定转速和转矩分别高达5 000 r/min和573 $\mathrm{N}?\mathrm{m}$、转速控制精度优于±0.5 r/min,且具有较低的自身噪声级和良好的电磁兼容性能,拉力系数试验重复性精度优于0.000 7等。该系统的建立能有效地满足大尺度飞机螺旋桨相关风洞试验研究的动力模拟需求,进一步拓展了国内低速空气动力学试验模拟能力。      

Z-pin高效拉挤用双马来酰亚胺树脂改性

为了满足双马来酰亚胺树脂（BMI）应用于Z-pin高效拉挤的需求,要求其具有低黏度（500 $\mathrm{m}\mathrm{P}\mathrm{a}?\mathrm{s}$）、耐热（玻璃化转变温度大于200 ℃）、固化快以及韧性好等性能。使用TDE-85环氧树脂（EP）降低BMI黏度,并进一步加入改性剂提高树脂的耐热性和力学性能。分别采用黏度测试、差示扫描量热分析、热重分析、力学性能测试等方法研究树脂固化工艺、固化反应动力学、耐热性以及基本力学性能,筛选最佳树脂体系制备Z-pin并进行性能测试与分析。研究结果表明:TDE-85环氧树脂的加入可以有效降低树脂体系的黏度,满足高效拉挤工艺性需求。加入改性剂二苯甲烷二异氰酸酯（MDI）提高了EP-BMI体系的韧性和耐热性,玻璃化转变温度为251 ℃,综合性能达到最优。浇铸体拉伸强度、冲击强度分别为66 MPa、21 kJ/m2,分别提高了38%、53%。Z-pin短梁剪强度为67 MPa,与基体结合强度为31.2 MPa。改性树脂体系充分满足Z-pin高效拉挤的工艺需求和性能要求,具有良好的工程应用价值。      

预冷组合循环发动机吸气式模态建模与性能分析

为了对预冷组合循环发动机开展性能分析，以协同吸气式火箭发动机（SABRE 4）为研究对象，采用部件法建立了发动机稳态模型，计算获得了SABRE 4发动机在吸气式模态下沿飞行弹道的性能参数变化规律。然后对发动机的高度和速度特性进行研究，得到了发动机的飞行包线。计算结果表明，在吸气式飞行弹道内，核心机推力和比冲的变化分别为488~680kN和34786~46954m/s。SABRE 4发动机具备推力大和比冲高的性能优势。在预冷器工作过程中，随着飞行马赫数增大，预冷器换热量不断增大，进入预燃室的氢流量减小，预燃室总温降低，HX3的吸热量减小。与其他压气机和涡轮相比，空气压气机和氦涡轮的工作参数变化较大。SABRE 4发动机通过对来流空气进行预冷，可实现在大空域和宽速域内工作。由于空气压气机的喘振和堵塞边界限制，发动机的高度和速度特性分别存在飞行高度和飞行马赫数的限制。     

离心力场对内燃波转子火焰传播特性的影响

为了揭示离心力对内燃波转子火焰传播特性的影响，建立了内燃波转子燃烧过程的简化模型，数值模拟了不同离心力场强度下波转子通道内的燃烧过程。研究结果表明，离心力只在一定范围内对火焰传播起到加速作用，且这种影响与预混气当量油气比Φ有关，当Φ=1.0时，作用范围为［0～250g］，在Φ=0.6，0.8时，作用范围为［0～700g］；离心力场对内燃波转子火焰传播特性的影响机制是导致火焰锋面变形，进而引起火焰传播速度变化。     

航空发动机高压转子“可容模态”设计及实验验证

为降低航空发动机高压转子的振动，提高高压转子对复杂工况的可容度，本文建立带双阻尼器的高压转子动力学模型，开展模态分析和响应分析，研究高压转子关键结构参数对“可容模态”的影响规律。构造了可容度评价函数η，建立了“可容模态”设计方法。设计了高压转子模拟实验器，通过模态校核实验验证了计算模型和计算方法的准确性，通过“可容模态”实验验证了设计方法的可行性。研究发现，利用当量临界转速ωˉ估计转子系统前两阶临界转速的方法可行，高压转子实验器的临界转速满足ωcr1≤ωˉ，ωˉ≤ωcr2≤2ωˉ；高压转子实验器在两阶“可容模态”下连续“共振”时长达到7125s，实验器转子关键部位的振动位移峰值不超过79.42μm，振动速度有效值不超过2.33mm/s，最大波动不超过10.59%。结果表明，所建立的发动机高压转子“可容模态”设计方法是行之有效的。     

过载环境下水平管内水的流动沸腾特性

利用地面离心旋转台实验研究了不同过载环境下水在1.8 mm内径水平管内流动沸腾的摩擦压降特性.实验工况为过载加速度1.00g～3.16g,质量流速为230、330 kg/(m2.s),热流密度为102、141 kW/m2,干度为0.07～0.58.结果表明:不同过载环境、干度、热流密度和质量流速对水的摩擦压降均有影响....     

某型涡轴发动机高低温起动性能试验与分析

开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。      

高速频繁起停球轴承设计与试验

为解决涡轮起动机用轴承在高速、频繁起停工况下易失效的问题,结合轴承设计准则,进行涡轮起动机用轴承结构参数设计和材料选取。基于轴承动力学理论,建立了动力学模型并进行了仿真分析,研究高速、频繁起停工况下的轴承动力学行为。在自主研发的试验机上进行轴承试验,试验过程中监测轴承温升及振动加速度值,轴承频繁起停、最高转速达12 000 r/min时,试验轴承温度低于130 ℃,振动加速度低于3.0g,试验后轴承无异常,验证了轴承设计和材料选取合理。通过优化设计和试验验证结果表明:轴承转速可达12 000 r/min,起动时间仅需60 s,停止时间仅需40 s,轴承能够完成连续频繁起停3 000次以上。      

航空活塞二冲程汽油机排气口高度优化研究

针对作为无人机动力的某可变排气二冲程发动机在去掉可变排气系统后对发动机性能的影响，利用Fire仿真软件建立了发动机的缸内工作过程仿真模型，通过仿真和试验的方法研究了去掉可变排气系统后的发动机特性，结果表明:去掉可变排气系统后在2000r/min、10%节气门开度和5500r/min、50%节气门开度条件下，发动机的扫气效率降低，输出功率下降。在此基础上，利用仿真研究的方法对排气口高度参数进行了优化研究。去掉可变系统后排气口高度最优值为36.3mm时可以在保证常用无人机飞行转速范围内，各工况下扫气效率较高，发动机指示功损失最小，输出功率可以满足无人机动力需求。      

二冲程汽油机高空增压功率恢复计算研究

通过地面试验与高空仿真模拟相结合的方式对二冲程汽油机高空增压功率恢复性能进行了研究.建立了二冲程增压汽油机的仿真计算模型,分析了二冲程汽油机排气系统的特性.针对性的设计了排气管系,合理调整排气管的长度以及收缩膨胀比,促进了汽油机的扫气过程,弥补了加装增压器带来的排气背压增大缺点.研究了增压后的汽油机在不同海拔处的功率和油耗特性,其输出功率与燃油经济性比原机都有所改善,能够适应高空的工作条件.      

关键参数对二冲程煤油发动机爆震的影响

针对二冲程汽油发动机改用航空煤油后的爆震抑制和性能恢复进行了研究,利用GT-Power软件建立发动机的一维仿真模型并对煤油发动机的爆震进行了预测和优化。仿真结果表明:推迟点火时刻、远低于和远大于理论空燃比的混合气对爆震都有一定的抑制作用,试验结果验证了仿真结果的正确性。提出并采用协同推迟点火和增加喷油的控制策略进行试验研究。试验结果表明:在低转速大负荷工况下,爆震可被有效抑制,节气门全开时功率恢复在90%以上。发动机转速为5 500 r/min时,功率恢复能达到原机的95.7%。      

Reception of the NKL (Jim Creek) transmitter onboard GEOS-1

At the beginning of the GEOS lifetime, some attempts have been made for taking advantage of the passes over Alaska. GEOS was then commanded in a fixed mode and the corresponding telemetry data were recorded at the NASA stations. For two passes over Jim Creek (48°2N–121°9W) where a powerful VLF transmitter (f ₀ = 18.6 kHz) is located, GEOS was put in a specific mode in order to study the magnetospheric electromagnetic field in the vicinity of f ₀. The results of one pass (June 11, from 0755 UT) are presented here.During this pass, a strong enhancement of all the e.m. components at f ₀ has been observed for a specific period of time, when GEOS was very near to the exact conjugacy with NKL. The distance, as measured on the ground, over which the signal was above -6 dB from the maximum is of the order of 800 km. During the corresponding period of time (0740–0750 UT), the satellite altitude varied between 8000 and 6000 km. The magnetospheric region where the signal is strong appears to be structured, as if there were many ducts.Preliminary results concerning the polarization characteristics of the signal are presented. In the absence of precise measurements of these characteristics, the comparison between the electric and magnetic components of the received signal is not easy to interpret. An examination of the onboard computed correlograms (in the frequency range from f ₀ -0.6 kHz to f ₀ +3.3 kHz) shows that, for this pass, no VLF emissions were triggered by NKL, at the altitude of the satellite.