流向强迫作用下的液体初始雾化机制及动力学特征

使用Volume of fluid (VOF)方法和基于树形数据结构的自适应算法来研究射流雾化的破碎过程以及扰动对射流破碎机理产生的影响。在无扰动情况下,液体射流的头部、液丝和液滴随着射流时间的发展不断发生演变。射流头部先呈现蘑菇状外形,随后液丝生成,并慢慢转变成网兜状,直至断裂形成小液滴。在周期性流向强迫的作用下,射流液柱的表面会形成周期波,其液丝破裂形成液滴的时机与稳定射流情形相比会有所提前,射流形成的头部更趋于扁平,最终生成的液滴数量更多。低中频阶段,随着扰动频率的增大,射流未扰动液柱长度(L)逐渐缩短,液滴直径的概率密度分布(PDF)趋于尖锐,液滴平均直径(SMD)增大。在高频阶段,随着扰动频率的增大,L会随之增大,液滴直径的PDF分布变得平缓,SMD会减小。     

液体射流首次破碎的直接数值模拟及动力学过程分析

为探究液体射流破碎的失稳和首次雾化过程,结合使用VOF(Volume of Fluid)界面流模拟方法和有界压缩格式,对以30m/s的速度进入静止空气的射流进行了直接数值模拟。计算捕捉到了射流破碎引起的液丝和液滴和复杂流场结构的演化过程,以供开展动力学特性研究。研究分析了射流头部和液柱核心的形态变化过程,考察了射流与周围空气两相之间的相互作用机理。分析指出射流前锋最先受到扰动,在空气动力作用下产生液丝和液滴,同时将扰动借助气相和液相两种介质向上游传递,对射流的破碎进程产生促进作用。随着射流失稳和破碎程度加深,流场高度紊乱,使得气液混合程度进一步提高。揭示了射流首次破碎时头部抽丝的动力学机制,以及液丝在周围气体影响下演变并产生液滴的若干机制。     

直流喷射首次破碎的形变过程研究

为深入了解直流喷射过程中射流柱的细部结构以及其脱落过程,利用LES结合VOF的方法,对静止大气中垂直射流现象进行模拟。模拟得到的液相喷雾结构和试验结果能够很好地吻合。通过计算观察得到射流柱进入到大气中后由于Rayleigh-Taylor(RT)不稳定性迅速形成伞状的头部,头部的边缘在不断变薄失稳的过程中脱落形成液带,液带脱落产生的液滴具有等距性,间距为0.106mm,并在伞状边缘的下方形成一个气涡,气涡与上游的射流柱相互作用,促进射流柱表面的脱落。射流柱表面由于Kelvin-Helmholtz(K-H)表面波的作用呈现鱼鳞状的结构,并导致射流柱整体断裂、破碎,其表面波波长由初始的0.26mm迅速增长到0.78mm。     

亚声速横向气流中液体射流破碎过程的直接模拟

为研究亚声速横向气流中液体射流柱的变形、弯曲以及其破碎过程,利用LES结合VOF的方法,对射流破碎过程进行了直接模拟。通过计算观察得到射流柱进入到横流气体中后由于RayleighTaylor(RT)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性的共同作用迅速发生变形,并形成表面波,同时伴随着细小液滴的脱落,气流在射流柱后方形成涡状结构。在射流柱的迎风面上同时存在两种表面波,即RT表面波和KH表面波。模拟所得液柱纵向初始表面波波长为0.22mm,与K-H表面波波长理论公式计算所得相接近。通过对比射流柱的背风面和迎风面两侧,发现在横向来流中背风面上的大量细小液滴主要是由横向来流对液柱的不稳定性扰动造成迎风面上的液体向背风面方向挤压并剪切,最终脱落造成。     

黏性液体横向射流破碎机理

航空发动机中液体燃料雾化过程十分复杂，特别是雾化初始阶段，至今无法建立准确的雾化模型。本文利用线性不稳定性分析法研究均匀气场和二维剪切气场中，不同黏性液体横向射流破碎过程。在圆柱坐标系下，建立有黏液体横向射流色散方程，利用Muller法求解得到射流表面表面波的不稳定增长率随波数的变化情况。当来流为均匀气流时，考虑液体黏性影响，射流表面扰动波增长率的减小量与增长率的比值较不考虑黏性时的至少增大1 000倍。黏性对Kelvin-Helmholtz (K-H)和Rayleigh-Taylor (R-T)不稳定性均起到削弱作用，抑制了射流破碎，且表面波波数越多，黏性对破碎的抑制作用越强，但并不影响射流的不稳定波数范围。当黏性系数增大500倍时，表面波最大增长率降低80.37%,最佳波数减小40%,黏性力对表面波的抑制作用十分明显。横向来流为二维剪切气流时，横向气动力和剪切速度促进液体射流表面波生成进而产生破碎，而液体的表面张力和黏性力则会抑制表面波生成。液气动能比越大，气流剪切作用对射流不稳定性的影响越大，K-H不稳定性主导射流表面波的生成。进一步研究液体黏性对射流不稳定性的抑制作用，发现黏性...     

气泡雾化喷嘴射流及含气液丝破碎的仿真研究

为探究气泡雾化喷嘴气液作用对雾化的影响机制,采用数值模拟方法对一个气泡雾化喷嘴的含气射流及含气液丝破碎形态进行了仿真研究.研究结果表明,建立的仿真模型可比较准确实现气泡雾化喷嘴含气射流及含气液丝破碎的模拟;气相膨胀对射流破碎以及破碎液丝和破碎液滴的形成具有显著促进作用;射流表面出现的气相膨胀凸起宽度和射流液柱断裂间距随...     

横向气流中非牛顿液体射流直接数值模拟

采用直接数值模拟研究了动量比为6的非牛顿液体射流在横向气流中的破碎特征,重点分析了表面波发展、弯曲特性和展向扩散等射流结构及其非牛顿特征。在非牛顿液体射流的近喷嘴位置,其表面迹线随时间摆动,并有逆横向气流方向运动的趋势。射流的展向扩散仅在喷入初期较为明显,此后基本维持在接近35°的扩散半角。射流的一次破碎,尤其是液丝与液滴、甚而卫星液滴的生成过程都被精细地捕捉和描述。在近喷嘴的射流柱附近,横向气流流动具有一定的圆柱扰流相似性,在其他区域则表现为极其复杂的紊流特征。射流的非牛顿特性主要体现在黏性系数,不同位置的液体黏性系数相差超过20%。相较牛顿液体射流,剪切稀化的非牛顿射流具有更易破碎的特征。     

移动粒子半隐式方法GPU加速的双股射流撞击雾化模拟

为实现双股射流撞击雾化过程的高效数值求解并探究射流速度和撞击角度对雾化特性的影响规律，实现了移动粒子半隐式方法（MPS）GPU加速的双股射流撞击雾化模拟。GPU加速程序的最大加速比为16，取得了较好的加速效果。将GPU加速MPS方法应用于典型工况下的双股射流撞击雾化模拟，成功捕捉到了多尺度的液膜形成、液膜破碎成液丝继而破碎成液滴的瞬态过程，模拟得到的液膜破碎长度及雾化角度与试验较为吻合，误差分别为11.7%和0.5%，验证了GPU加速MPS方法在双股射流撞击雾化问题中处理能力。参数化分析了射流速度和撞击角度对液膜破碎长度、雾化角度及一次雾化液滴索尔直径的影响。结果表明撞击角度增加或者射流速度增加均会导致液膜破碎长度减小、雾化角度增加、一次雾化液滴索尔直径减小。     

液滴发生器工作过程的动力学特性

为了研究喷孔位置对液滴发生器均匀液滴生成稳定性的影响,发展了液滴发生器工作过程的动力学特性计算模型,给出了基于声学理论的集液腔压力响应空间分布函数。考虑到部分小孔径、大长径比直流喷嘴的工作特点,在传统集中参数模型的基础上,建立了分布参数模型。随后,分析了Rayleigh模式下射流表面波色散关系的影响因素。结果表明,在特定的激励频率区间内,喷注面会产生近似圆环形状的波节结构,并随着频率的改变沿径向移动,因此液滴发生器的喷孔位置设计应当考虑喷注面的压力分布特性。与集中参数模型类似,喷嘴分布参数模型计算出的脉动流量也是随着激励频率的提高而减小,但滞后相位角保持约90°不变。分布参数与集中参数模型的适用界限要根据射流表面波的色散关系以及喷嘴长径比共同确定。     

低韦伯数非牛顿射流撞击破碎直接数值模拟

非牛顿射流的撞击破碎在液体火箭推进系统中被广泛用于燃料的喷注雾化,然而人们对其破碎物理机制却知之甚少。本文将采用基于液体体积法的直接数值模拟(DNS)工具,研究夹角为90°的2个等直径低韦伯数射流撞击现象,并分析二者形成的单一对角射流特征及其破碎机理。研究结果表明,撞击形成的单一对角射流直径较原射流直径大1.66倍,并在头部形成液滴诱导破碎的发生。除了头部破碎,在对角射流的发展过程中还观察到一类液柱破碎,表现为射流表面不稳定波不断发展形成新的弯曲波破碎,并产生卫星液滴及液滴的融合。伴随两股射流撞击的发生,气液两相交界面的面积也不断减小,同时,射流内部的黏性也不断变化,在本文的低雷诺数和低韦伯数条件下,流体内部黏性系数变化超过10%。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.     

Thermal Stresses and Cracks During the Growth of Large-sized Sapphire with SAPMAC Method

本文利用有限元法对冷心放肩微量提拉法(SAPMAC)生长大尺寸蓝宝石单晶过程中的热应力进行了模拟计算,应用临界缺陷理论解释了裂纹的萌生与扩展机理。研究表明,晶体内的热应力主要与晶体生长速率,环境温度和结晶取向有关;较大热应力多出现在结晶界面,放肩、收尾以及直径急剧变化等位置;最大热应力总是出现在籽晶与新生晶体的界面附近。裂纹将在临界缺陷位置产生,并在应力作用下沿a或m面扩展。计算结果与实验结果基本吻合,通过晶体生长系统和生长工艺的改进,对晶体的开裂问题得到了有效的抑制。     

Optimization Design System for Composite Structures Based on Grid Technology

To solve the topology optimization of complicated multi-objective continuous/discrete design variables in aircmit structure design, a Parallel Pareto Genetic Algorithm （PPGA） is presented based on grid platform in this paper. In the algorithm, the commercial finite element analysis （FEA） software is integrated as the calculating tool for analyzing the objective functions and the filter of Pareto solution set based on weight information is introduced to deal with the relationships among all objectives. Grid technology is utilized in PPGA to realize the distributed computations and the user interface is developed to realize the job submission and job management locally/remotely. Taking the aero-elastic tailoring of a composite wing for optimization as an example, a set of Pareto solutions are obtained for the decision-maker. The numerical results show that the aileron reversal problem can be solved by adding the limited skin weight in this system. The algorithm can be used to solve complicated topology optimization for composite structures in engineering and the computation efficiency can be improved greatly by using the grid platform that aggregates numerous idle resources.