高功率波加热磁等离子体推力器研究现状与展望

波加热磁等离子体推力器具有适于高功率运行（约100 kWe～1 MWe）、高推力密度（约4×105 N/m2）、可变推力（约1～100 N）和可变比冲（约3 000～10 000 s）等优点,是适用于未来多种空间任务的高性能电推力器。结合波加热磁等离子体推力器的发展历程,梳理了近年来波加热磁等离子体推力器的国内外研究现状,总结了其发展面临的单程离子回旋共振加热、等离子体分离控制、强磁场中高密度等离子体诊断等理论问题,以及高效热管理、高功率射频电源等工程难点。最后,根据波加热磁等离子体推力器的特点,对其具体应用方向做出了展望。     

侧向喷流对导弹方向舵局部气动热特性的影响

为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理，对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟，得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时，可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上，能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流；随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加，喷流后回流区结构和范围变化不明显，方向舵前缘的壁面热流变化不大；不同攻角来流条件下，侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后，喷流的热防护效果有所降低；有攻角来流条件下，在舵轴的正前方喷流，自由来流绕喷流流动，舵轴下壁面边界层内气体密度上升，使舵轴两侧压差增大，舵轴的壁面热流增大；在0°攻角来流条件下，喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反，此时导弹的放大因子增大。     

过渡型凹腔超声速燃烧流动振荡抑制方法

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口马赫数为3.0条件下存在的冷流自激振荡现象，提出了一种凹腔内增加肋条抑制振荡的方案。通过试验和数值计算，对该方案抑制振荡的效果进行了检验，并分析了肋条增加前后燃烧室流场结构和燃烧性能的差别。研究发现：通过在凹腔内增加肋条能够消除过渡型凹腔冷流工况下存在的175.8 Hz的自激振荡，燃烧流场也更加稳定；增加肋条后凹腔的稳焰能力有所降低，部分在凹腔未完全燃烧的煤油进入扩张段后继续发生反应，从而使燃烧区向下游延伸、增大，发动机的燃烧效率和净推力分别降低5.4%和8.9%，但推力更加平稳；燃烧室一维平均热流密度峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²，燃烧室的热环境大幅改善。     

GH4169铸锭中夹杂物的类型及分布规律

高温合金中夹杂物是影响合金冶金质量和使用性能的主要因素。采用三联冶炼工艺对GH4169合金进行冶炼，并利用配有能谱仪的扫描电镜系统研究了VAR铸锭边缘及顶端区域夹杂物类型与分布的变化情况，为夹杂物的进一步控制提供参考。结果表明，在横向方向上，随试样所在位置远离铸锭边缘，夹杂物的平均尺寸由3.15 μm递减至2.58 μm，其数量密度由2 291 N/mm²（N代表夹杂物个数）降低至1 429 N/mm²；在纵向方向上，随试样所在位置远离铸锭顶端，夹杂物的平均尺寸由3.47 μm递减至2.84 μm，其数量密度由1 453 N/mm²降低至904 N/mm²，而合金中均包含5种类型的夹杂物，其类型与试样所在位置无关。最终，本实验初步判定φ508 mm的GH4169铸锭较为合适的车削量与切头量分别为30~40 mm和110~120 mm。     

仿生覆羽控制固定翼无人机流动失速风洞实验

研究了基于鸟类仿生学设计的人工柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行，以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象，基于弦长的雷诺数为Re=5.1×10⁵。实验中，将柔性覆羽沿展向分别安装在机翼上翼面的不同位置处，利用单丝热线风速仪扫掠测量机翼尾流的速度信号，并与无控制工况的平均速度、脉动速度、功率谱密度等对比。实验结果显示：在20%c位置工况中，柔性覆羽装置吸收来流中的能量，随上翼面流动自适应振动；在80%c位置工况中，柔性覆羽处于准平衡位置，并伴随微小振动。两种工况的尾流区平均速度亏损恢复明显，同时前缘剪切层和尾缘剪切层中的湍流脉动均明显降低，两种工况均实现了流动失速的有效控制。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示，柔性覆羽的自适应振动能有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U_∞<1)，并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U_∞≈3)，增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性。该研究结论揭示了类...     

U形竖管内超临界甲烷传热异常行为机理研究

针对航空发动机的空气预冷系统U形竖管超临界流体传热异常问题，对超临界压力甲烷U形竖管内传热行为进行了数值研究。探究了热流密度、质量流量和运行压力对换热的影响，从超临界甲烷管内温度、速度、流动状态及无量纲数变化出发，阐述了超临界甲烷在U形管内异常传热现象形成的机理。结果表明，在较高热流密度(95k W·m^-2)下，浮升力导致的自然对流是上升直管段内传热恶化的主要原因，运行压力的升高抑制了物性变化，促进了传热恶化向正常传热方向恢复。弯管段内的二次流使混合对流转变为强制对流，二次流形成的迪恩涡改善了径向温度分布不均匀性，强化了弯管段及其后续直管段的传热，且在弯管顶部位置传热的强化作用最为显著。     

磁等离子体发动机中离子回旋共振加热多组分流体模拟

离子回旋共振加热（Ion Cyclotron Resonance Heating,ICRH）单元的加热效果对磁等离子体发动机（Magnetoplasma Rocket Engine,MPRE）的推力性能有至关重要影响。为研究ICRH的加热效果,本文建立了用于模拟MPRE中ICRH单元的二维轴对称多组分流体模型,并采用该模型对MPRE中螺旋波等离子体源的工作模式与不同输入条件的ICRH单元进行了模拟。计算结果表明：螺旋波等离子体源在放电过程中要经历从Trivelpiece-Gould (TG)波模式向螺旋波模式的转变过程,模式转变时电子温度出现峰值,等离子体密度迅速上升;开启ICRH输入后,电子参数基本不变,离子温度有明显提升,表明ICRH单元对离子有显著加热效果;此外,离子温度随ICRH输入增大而升高,ICRH输入电流150A时,离子温度可达50eV以上。     

闪烧恒流保持时间对MgO-Y2O3复相陶瓷力学性能的影响

随着红外技术的应用和发展，红外窗口材料需要具备更高的性能。MgO-Y₂O₃复相陶瓷相比单一相Y₂O₃陶瓷具有更好的力学性能和更高的抗热冲击品质因子，同时兼具良好的光学透过性。但传统的烧结技术均需在高温高压下才能完成，这不利于通过获得细小的晶粒来提高性能。而闪烧具有烧结温度低，烧结速度快，保温时间短等特点，所获得的材料晶粒更加细小，性能更好。将闪烧用于制备MgO-Y₂O₃复相陶瓷，其性能有望得到进一步提高。实验结果表明：闪烧4到9s后，功率密度维持在700mW/mm³左右；随着恒流保持时间的增加，相对密度、维氏硬度逐渐增加，平均晶粒尺寸先减小后增大，断裂韧性先增加后减小。当恒流保持时间为62s时，相对密度和维氏硬度均达到最大值，分别为94.13%和7.87GPa;当恒流保持时间为25s时，晶粒尺寸达到最小值0.39μm,断裂韧性达到最大值1.99MPa·m^1/2。     

基于能量耗散率的低速扩压叶栅损失研究

针对无化学反应和热流输入的叶栅有黏不可压流模型,推导出能量耗散率的组分分解式,根据叶栅流场仿真结果进行分析简化,得到由轴向涡量、轴向阻力和剪切力组成的能量耗散率分解式。结合总压损失,分析了耗散各组分在前缘损失、叶表损失和通道损失中的主导因素:轴向涡量项反映旋涡结构,在通道损失中占主要部分,集中在通道涡和分离面附近;轴向阻力项反映扩压和叶表边界层转折造成的流动损失,在前缘损失和叶表损失中占主要部分,集中在叶栅前部的叶表边界层和主流区;剪切力项反映轴向截面速度不均匀性,在叶栅后部的叶表损失和通道损失中占主要部分,集中在叶表、端壁边界层和分离面附近。旋涡结构和耗散各组分分布特征揭示了叶栅通道中旋涡结构与能量耗散之间的分布关系,分离区并不是主要能量耗散区,高能量耗散区主要分布在叶表边界层(叶栅前部由轴向阻力项主导,后部由剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项主导)、分离面附近(受剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项和轴向涡量项影响)。大攻角情况下,叶栅通道损失显著增加,正攻角促使轴向涡量项的增长点提前,负攻角则使得叶表边界层的速度剪切加剧。     

基于TDLAS的电弧风洞流场Cu组分监测

电弧风洞是进行防热材料和防热结构考核与研究的必要设备，也是高超声速地面试验能力的重要组成部分，但电弧加热器的电极烧蚀会导致较为严重的流场污染，影响试验准确性。利用可调谐二极管激光吸收光谱技术（TDLAS），通过对20 MW级片式电弧加热器内部流场中Cu原子809.25 nm跃迁谱线进行实时测量，研究了电弧风洞流场中Cu污染情况和电极烧蚀情况。在获得Cu原子该谱线低能态数密度基础上，估算了运行功率分别在7.3、8.7、10.0和11.7 MW时流场中Cu组分（原子态和离子态）总数密度平均为10.6×10¹³、11.2×10¹³、11.7×10¹³和16.4×10¹³ cm^-3，同时得到平均电极烧蚀率约为1.65×10^-5 g/C。试验还发现，TDLAS信号在高温流场建立阶段起伏变化明显，并且在功率跃变时也会出现突然增强而后迅速回落的现象，表明电弧抖动会使电极烧蚀严重加剧。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

分布式动力系统尾缘射流与边界层抽吸的数值分析

为研究带有边界层抽吸的分布式动力系统尾缘射流对机身气动性能及推进效率的影响,将机身简化为二维翼型,并加入尾缘射流及边界层抽吸的作用,利用数值模拟的手段来研究来流攻角、射流偏转角、边界层抽吸对推进效率及气动性能的影响,为分布式动力系统的设计与应用提供初步的建议.结果表明在中、小来流攻角(2°及0.6°)的情况下尾缘射流及边界层抽吸能够提高升阻比,推进效率可超过80%;而在大来流攻角(4°)情况下射流偏转角增大使翼型的阻力大幅上升,对气动性能和推进效率产生极为不利的影响.      

内外流耦合对分布式涵道风扇影响的机理

内外流耦合效应对分布式涵道风扇的气动性能有显著影响。为了进一步揭示分布式涵道风扇部件在爬升、巡航过程中内外流耦合效应对气动性能和流动机理的影响规律,通过三维RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)数值、试验方法对该问题进行详细探讨。结果表明:不同飞行状态中转子叶片和唇口壁面对风扇推力影响显著。随着无量纲质量流量率的提高,转子进气方向由负迎角往正迎角改变,推力系数增加。爬升时存在最佳进气迎角,气动效率最高。巡航状态的唇口摩擦阻力最小,推进效率最高。过大或过小的无量纲质量流量率会使得唇口的摩擦阻力和压差阻力增大,从而降低推进效率。      

非对称入流对“螺旋桨/机翼”系统气动特性的影响

针对“螺旋桨/机翼”系统在复杂非对称入流情况下的非定常气动相互干扰问题，采用混合结构-非结构滑移网格方法，结合非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，研究了偏航角及入流条件（包括攻角和来流风速）对螺旋桨/机翼相互气动干扰和滑流流场的影响，并与无滑流模型计算结果进行对比。结果显示：在三维非对称入流的影响下，偏航角从0°增加到20°时，机翼升、阻力系数分别降低了4.9%和10.64%，但是螺旋桨的拉力系数和推进效率则大幅提升了18.36%和7.26%，非对称入流机翼升力系数曲线变化幅度为对称入流的4倍。在攻角不变，改变偏航角时，螺旋桨滑流增加了机翼俯仰力矩稳定性裕量。但是随着攻角的变化，飞机纵向不稳定性逐渐增加，在桨后气流的影响下，两侧机翼上表面吸力峰均向左和向前移动，上下表面的吸力峰值均明显增大。在不同的风速下，有滑流影响的机翼升力特性相对无滑流影响的机翼增加量均在20%附近，且不断增大。     

蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统设计与性能分析

为有效解决在日蚀区太阳能热推进器推力失效、电力中断的问题,提出了蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统结构,并对系统各部件建立相关物理数学模型,分析了工质种类、工质流量等因素对推进性能的影响。结果表明,为保证推进器在日蚀区30min内持续提供推力和电力供应,砷化镓热光伏电池在无工质工况下能提供10W左右的低功率电力供应,在设计工况下能提供50W～110W的电力供应;液氢作为工质时,最大比冲将达到806s,随着工质流量的持续增加,比冲损失速率呈现先加快后减慢的变化趋势;液氨作为替代工质具有更快的加热速率,其比冲为240s～300s远低于氢工质比冲,其推力系数1.77要略高于氢工质推力系数1.7。通过本文研究,蓄热式太阳能双模推进系统具有较好的可行性,且推力及比冲适中,有望弥补低比冲化学推进和小推力电推进技术的不足。     

混合小推力航天器轨道保持高性能滑模控制

针对采用太阳帆、太阳电混合小推力推进的航天器，研究了其在日心悬浮轨道的保持控制问题。为解决已有控制方法中未综合考虑内部未建模动态和外部未知扰动的问题，以及进一步提高系统控制性能，设计了一种高性能滑模控制策略。首先，考虑模型不确定性，建立了混合小推力航天器在日心悬浮轨道柱面坐标系的动力学方程；其次，基于改进型条件积分滑模面和径向基（RBF）神经网络设计了控制律，结合自适应方法在线估计不确定参数；接着，将求取的虚拟控制量在推进剂最优条件下转换成实际控制量，即太阳帆姿态角和太阳电推进力；最后，数值仿真验证了上述设计方法提高了系统鲁棒性，减小了轨道位置超调，并且混合推进相比于单一太阳帆推进，在更短收敛时间内控制精度提高了4个数量级，相比于单一太阳电推进，一年可以节省约89.6%的推进剂。     

Design and application of solar sailing: A review on key technologies

Solar sail technology has been proposed and developed for space explorations with advantages of low launch cost, no-propellant consumption, and continuous thrust, which has great potentials in earth polar detection, interstellar explorations and etc. The development of solar sail has made significant progress in structural design, manufacturing, materials, orbit transfer, and stability control in the past few decades, which makes meaningful contributions to astronomy, physics, and aerospace science. Technological breakthroughs of Solar Radiation Pressure (SRP) propulsion and interstellar transfer have been achieved in current solar sail missions. However, there are still many challenges and problems need to be solved. This paper attempts to summarize the research schemes and potential applications of solar sailing in space missions from the viewpoint of key technologies, so as to provide an overall perspective for researchers in this field. Analyses of the key technologies of solar sailing system design are provided. Finally, challenges and prospective development of solar sailing are discussed.     

推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明：与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。     

Maneuver control at high angle of attack based on real-time optimization of integrated aero-propulsion

To reduce the propulsion system installation thrust loss under high angle of attack maneuvering, a control method based on real-time optimization of the integrated aero-propulsion is proposed. Firstly, based on data fitting and physical principle, an integrated onboard model of propulsion system is established, which can calculate various performance parameters of the propulsion system in real time, and has high accuracy and real-time performance. Secondly, to improve the compatibility of optimization real-time performance and search accuracy, the online optimization control of aero-propulsion system is realized based on an improved trust region algorithm. Finally, by controlling the auxiliary intake valve, a good match between inlet and engine is realized, which solves the problems of intake flow reducing and total pressure recovery coefficient declining, and improves the installation performance of propulsion system. The simulation results indicate that, compared with the conventional independent engine control, the real-time integrated optimization method reduces the installed thrust loss by 3.61% under the design condition, and 4.58% under the off-design condition. Furthermore, the simulation on HIL (Hardware-In-the-Loop) platform verifies the real-time performance of integrated optimization method.     

蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统换热特性数值模拟研究

本文通过三维数值模拟研究蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统的蓄/释热特性和推进性能。在蓄热式太阳能热推进系统工程模型的基础上,通过射线光学的光路分析验证了聚光器设计的合理性,并获得吸热腔壁面能量分布情况,进一步研究了相变蓄热过程的影响因素。基于场协同原理对热光伏再生冷却结构进行了优化设计,使热光伏具有较好的散热特性,提高发电功率;通过整机流动换热仿真,分析了工质流体在推进器内部的换热情况,计算结果表明,蓄热式热推进器具有达到734s比冲和0.9N推力的推进性能,以及能够满足日蚀区微小卫星的供电和推力需求。