带倾角相邻合成射流激励器射流矢量控制研究

基于合成射流激励器全流场计算模型——X-L模型,对带倾角相邻合成射流激励器宏观低速流动进行数值模拟。讨论了主次流幅值比、两激励器相位差、频率、倾斜角等参数对主流偏转角度的影响,并将单激励器与相邻激励器对主流的矢量控制效果进行了对比。结果显示,相邻激励器对主流的控制效果优于单激励器;激励器相位差存在最佳值;倾角改变激励器的最佳频率,对最佳相位差影响不大。     

相邻合成射流激励器低速射流矢量控制研究

对两相邻激励器同时工作情况下合成射流控制宏观低速流流动进行了数值分析,讨论了两个激励器之间的相位差、频率比、幅值比等参数对主流偏转角度的影响,并将单激励器与相邻激励器对主流的矢量控制效果进行了对比。结果显示,相邻激励器对主流的控制效果优于单激励器;激励器相位差存在最佳值;在所取算例中,相邻激励器频率最佳比为1∶1;大的幅值比可明显提高控制效果。     

合成射流激励器增强同向燃气-氧气掺混数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型(X L模型)。基于此计算模型,对合成射流激励器增强同向燃气 氧气掺混的流场进行了数值仿真和机理研究。研究表明,应用合成射流激励器可以显著增强同向燃气/氧气的掺混,其主要控制机理是合成射流激励器对同向燃气/氧气流起到流动方向控制作用,使两侧两股氧气平行射流向内发生偏转,从而大大缩短了每股射流的核心区长度;同时,激励器工作改变和加强了射流出口附近的涡结构,通过涡结构的强对流作用极大地增强了燃气/氧气平行射流在出口附近的混合。     

合成射流激励器实验及结果分析

设计了合成射流激励器及实验测试系统。对两大小不同激励器工作于不同驱动频率及激励电源电压幅值分别进行了实验，并对激励器出口速度进行了分析。实验测得的合成射流出口最大峰值速度可达5m／s，驱动频率对激励器出口射流速度影响直接明显，且合成射流激励器有工作频谱范围限制。通过频谱分析显示，只有最大峰值频率与激励频率相等或接近，而且各峰值频率与最大峰值频率成倍频关系时，合成射流激励器将电能转化为合成射流动能的效率才能达到较高。     

对称结构DBD等离子体激励器改善气膜冷却效率的数值模拟研究

基于等离子体简化唯象模型,采用大涡模拟方法研究了激励强度和电极间距对于对称结构DBD等离子体激励器气膜冷却效率的影响。结果表明:由于等离子体激励的下拉诱导作用和展向动量注入效应,发卡涡的上抛过程受到抑制,壁面附近的展向速度增大,并且诱导产生的反肾形涡对削弱了肾形涡对的强度和尺寸,阻碍了高温主流向冷却射流底部的流动,冷却射流的附壁性和展向扩张能力均增强,气膜冷却效率提高。此外,气膜冷却效率随激励强度的增大而增大,随电极间距的增大而减小。     

等离子体电弧激励器特性及减阻的仿真研究

设计了一种用于高超声速流动控制的等离子体直流电弧激励器,运用多物理场有限元方法对激励器的工作特性进行了数值模拟,得到了激励器准确热源分布和不同工况下电势、温度等的分布情况。其中,表面电弧激励器在电流7 A、阴阳极距离3.5 mm时在阴极表面最高能得到2.690 5×10~(10) W/m~3的热源值。运用有限体积方法对激励器的斜坡减阻效果进行了数值模拟,得到马赫数为7时总阻力系数最多减小32%的结论。     

几何参数对逆流矢量喷管性能的影响研究

采用数值模拟研究了逆流矢量喷管中主要几何参数（二次流道高度G与外套管轴向长度L、横向高度C、出口边缘斜切角θ）对气动性能的影响。结果表明,L或G的增加均提高了矢量角,减少了合成推力系数,但较小的G（如0.2）更容易发生主流附体。当C=H（主喷管出口高度）时气动性能达到最佳,所对应的矢量角最大。θ对气动性能的影响较小,但对矢量角的最大值起到限制作用。     

微射流技术的原理及其应用

介绍了微射流技术的原理及其初步应用。基于非线性系统的演化对初始条件具有敏感依赖这个事实发展起来的微射流技术，由于与常规持续喷射射流控制方式相比具有许多优点，因而在流动和换热控制应用方面取得明显的效果。并指出，随着研究工作的深入，该项技术还可望用于高马赫数飞行体表面气体流动控制、火箭发动机推力方向控制等。     

固冲发动机射流控制可调进气道研究

针对固定几何形状固冲发动机超音速进气道在超额定状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室引入燃气喷入外压缩面和喉道实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案,采用数值模拟方法摸索了实现调节的燃气喷射规律,验证了方案的可行性。研究表明,采用射流控制方案可实现固冲发动机进气道调节,通过调节可使外压缩波系保持封口,进气道工作在额定状态,均化了入口流场;喉部射流注入可有效减小主流的流通面积,提高内收缩比,并减小了喉道出口下壁面附面层厚度,进气道出口总压恢复提高显著。     

燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟

采用基于Favre平均的三维N-S方程,对燃气推力矢量控制发动机全内流场进行了数值仿真,研究了燃气引流、燃气二次喷射及与发动机内主流相互作用等复杂流动。研究结果表明,流场内包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。通过数值模拟,对试验中的异常现象进行了定性分析,得出了与试验一致的结论。     

真空环境下液体射流雾化特性的实验研究

为研究真空环境下液体的雾化特性及其影响因素,建立了真空环境喷雾实验系统。用水模拟液体推进剂,真空环境舱的初始真空度小于10Pa,采用高速动态分析系统测量了喷雾场。结果表明,真空环境下液体射流的闪蒸是其破碎与雾化的主要因素之一;喷射速度较低时喷口发生结冰现象;随着喷射雷诺数的增大,破碎长度变长而雾化锥角减小;喷射速度相同时,喷嘴直径增大,破碎长度和雾化锥角随之增大。     

姿态对地指向不断变化成像时的偏流角分析

 针对敏捷卫星在三轴姿态机动过程中同时进行推扫成像的偏流角问题,基于线阵TDICCD推扫成像原理,分析了动态成像过程中的偏流原理,通过速度矢量法推导出动态成像方式下的偏流角数学解析表达式。数值仿真分析表明：当相机推扫速度方向与星下点速度方向的夹角η为0°（沿航迹方向推扫成像）或180°（沿航迹反方向推扫成像）,偏流是由地球自转产生的,数值较小;当夹角为0°＜η＜180°时,偏流是地球自转和轨道运动共同产生的,偏流角数值较大;当夹角η=90°（垂直于航迹方向推扫成像）时,偏流角随地理纬度的增大而增大。基于以上结论,采用姿态偏航控制对偏流角进行调整,可以实现在三轴姿态机动过程中开启光学有效载荷进行推扫成像的动态成像技术。     

两种翼型螺旋桨ARA-D和S1223的等离子体增效实验研究

文章首先基于雷诺相似理论,在地面螺旋桨实验平台上开展ARA-D翼型螺旋桨微秒脉冲等离子体增效三维实验,结果表明,等离子体对螺旋桨拉力增效效果随着脉冲频率增加而减弱,而螺旋桨转矩受等离子体影响随拉力增效效果增加而减弱,拉力、效率最大增幅分别达到10.79%、11.56%。而后基于雷诺相似理论及叶素理论,在低湍流度风洞开展S1223翼型螺旋桨叶素微秒脉冲等离子体增效二维实验,结果表明等离子体激励提高了翼型各叶素拉力,其中根部与尖部叶素表现尤为明显。二维实验结果可为三维实验激励器展向排布方案提供理论依据。2种实验结果均表明,等离子体射流可以有效抑制翼型表面流动分离。     

单股自由圆射流撞壁雾化实验

利用直流撞击式喷注器组织燃烧的发动机推力室喉部材料耐温极限制约了发动机燃烧效率提升,一种新型高性能直流冷壁式喷注器可以解决这一问题,为了指导这种新型喷注器的设计,从射流撞击雾化实验出发,探索了圆射流撞壁雾化规律。采用高速摄影捕获溅射雾化场整体形态,利用收集法测量溅射雾化率,选用PDA和PIV分别测量溅射液滴粒径及速度矢量。研究结果表明:射流撞壁后存在溅射,溅射液滴局部呈现螺旋状,液滴粒径为几十微米量级,溅射雾化率随撞击距离的变化规律可分为4个典型阶段:初始段、发展段、稳定段、衰减段,湍流动能为溅射雾化率的决定因素。     

用于高精度太阳敏感器标定的模拟光源控制系统设计

为了精确模拟空间太阳辐照方向的变化,设计了一种以计算机控制为核心的、用于高精度太阳敏感器标定的模拟光源闭环控制系统。由计算机直接控制光电隔离输出卡,所输出的数字信号经过功率驱动电路和软启动电路后实现模拟光源的开启与关闭,采用软件方式控制步进电机的转速和转向,并通过高精度光电编码器实时获取当前的转动角度值,再经串口通信反馈给计算机,构成闭环控制系统。标定测量表明:系统的俯仰角和方位角转动误差均小于0.02°,均满足高精度太阳敏感器标定对模拟光源的要求。     

适应液氧煤油发动机变推力工况的伺服机构设计方案（英文）

An electro-hydraulic actuator for the thrust vector control(TVC) of a throttlable kerolox rocket engine is introduced in this paper. The creative feature is an integrated hydraulic power drive unit, where a constant speed kerosene motor is used to draw high pressure kerosene from the engine and to drive a constant pressure variable displacement piston pump, acting as the power supply for the actuator. Its operational mechanism, to accommodate the varying pressure from the turbo-pump of a throttling engine, lies in a pressure-reducing flow regulator inserted at the motor inlet. Another key point is that the displacement of the motor is reasonably bigger than the pump so that a sufficiently wide range of pressures can be adapted. Modeling analysis and flight test results were well matched, which show the outstanding performance of this novel type actuator.     

一种冲压发动机推力矢量设计方案研究

针对战术导弹用冲压发动机,提出了一种推力矢量设计方案,即在进气道整流罩底部附设楔形体,利用它的摆动运动,使尾喷气流偏转,产生推力矢量。基于CFD数值模拟,分析了该方案的喷管流动特征,以及飞行马赫数和楔形体偏转角度对推力矢量的影响。计算结果表明,该设计方案可行,且还能适度减小进气道整流罩底阻。