等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能

为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了63%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。      

驻涡燃烧室前钝体燃料喷射性能数值分析

为研究驻涡燃烧室在前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能,采用3维数值仿真模拟方法,对驻涡燃烧室前钝体燃料喷射 状况下的燃烧效率及燃烧室性能与无前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能进行了对比分析,并对驻涡燃烧室的冷流以及燃烧状态 下的燃烧室性能进行了系统研究。燃烧室温度分布表明：前钝体顶部燃料喷射在0.2~0.7的喷射系数范围内,缩短了燃烧室火焰 长度,提高了燃烧室在相同轴向长度下的燃烧效率,使燃烧室更加紧凑;驻涡燃烧室前钝体顶部燃料喷射孔的孔径在一定范围内 的变化对燃烧室的燃烧效率、出口温度分布系数以及总压损失影响较小。     

多凹腔双模态冲压发动机燃料喷注方案试验研究

为了更深入地了解和掌握多凹腔双模态冲压发动机的燃料喷注方案对燃烧室流场结构和工作性能的影响,开展了模拟飞行马赫数4.5~5.0及总温1048~1231K范围内变化的多凹腔双模态冲压发动机地面直连试验。通过试验,得到了不同喷注当量比、喷注位置或喷注级数条件下稳定的壁面压力分布和出口总压数据,并采用一维冲量分析程序对试验数据进行了详细处理和分析。结果表明:提高喷注当量比能有效地提高发动机的推力,但燃烧效率和发动机比冲会降低;将燃料喷注位置提前能使发动机的燃烧效率和推力分别提高5.6%和4.4%;燃料的分配方案对燃烧室的流场结构有明显影响,热力喉道的位置随燃料更集中地在下凹腔喷注而更靠下游,且要形成该热力喉道则需加入更多热量;采用上下游的两级喷注能形成较宽范围的亚声速区,有利于燃料的燃烧释热,可使燃烧室效率和发动机推力分别提高10.4%和10.8%。     

高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究

将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。     

自点火氢燃料超燃火焰形成与传播过程数值模拟及分析

针对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧细节,采用数值方法研究了喷注初期不同喷注位置及当量比下超燃燃烧室氢燃料自点火火焰形成与传播过程,结合OH、HO2自由基与温度分布分析了点火燃烧过程的火焰精细流场结构。结果表明：凹腔下游喷孔距凹腔后缘较近时,若喷注压力超过2 MPa,会发生下游火焰通过回流区卷入凹腔的现象;凹腔内喷注会在凹腔剪切层前沿形成稳定反应面,造成反应区分离;喷注压力相同时,上游布置喷孔燃烧室出口氧耗率更高,总压恢复系数降低,而在喷注位置相同时,随喷注压力的升高,燃烧室出口氧耗率提高,总压恢复系数降低;喷注当量比不同会影响火焰的稳定位置与结构,在当量比较低时氢气燃烧主要发生在凹腔、剪切层及燃烧室下游,在当量比较高时则发生在燃烧室下游。     

凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验

在来流总温为1486K、总压为1.6MPa、马赫数为2.52的条件下,采用两级串联凹腔构型燃烧室,开展了凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验,研究了喷嘴孔径、喷注位置对点火性能的影响.结果表明:上游凹腔底壁大孔径喷嘴喷注燃料,下游凹腔点火的方案点火性能高,在煤油总体当量比为0.102~0.206范围内均可实现成功点火与稳定燃烧;燃烧反压向上游的传播过程具有明显的滞后性且与分离区的形成过程紧密耦合;燃料喷注方案决定了煤油雾化燃料场的分布,燃料的分布特征又决定了点火特征.      

双模态冲压发动机Ma6性能潜力受燃烧室入口参数影响的灵敏度分析

为系统掌握燃烧室入口参数对双模态冲压发动机性能潜力的影响,采用双模态冲压发动机燃烧室工作过程的一维分析方法,在飞行马赫数为6的不同燃烧室工作工况(即不同特征马赫数Mac)条件下,保持进气道捕获流量不变,研究了燃烧室入口马赫数Main和总压恢复系数σin对性能潜力(燃料比冲Isp,f)的影响。获得的数据表明,冲压发动机的性能潜力受燃烧室入口马赫数和总压恢复系数两者的综合影响,燃烧室入口马赫数越低、总压恢复系数越高,发动机性能潜力越大;在常见的燃烧室入口参数范围内(入口马赫数∈[2.4 3.5],入口总压恢复系数∈[0.3 0.7]),入口马赫数每减小0.1,燃料比冲增加约1.1%~1.8%,入口总压恢复系数越小,影响程度越大;入口总压恢复系数每增大0.1,燃料比冲增大约2.4%~4.0%,入口马赫数越大影响程度越大;存在燃烧室入口条件不同,但是发动机的比冲性能潜力相同的情况。对燃烧室分段过程的损失分析表明,在入口为超声速、加热段为亚声速(特征马赫数不大于1)工况条件下,入口马赫数增加导致燃烧区前激波串损失增大,是比冲性能降低的主要原因;燃烧室特征马赫数越大,燃烧过程导致的损失越大;从燃烧室入口到尾喷管出口全过程总压损失越小,获得的比冲性能越大。推导和拟合了冲压发动机冲量差燃料比冲随燃烧室入口马赫数和总压恢复系数的灵敏度关系式,与被拟合数据的差异在3%以内,该关系式可用于双模态冲压发动机部件参数匹配与流道一体化设计工作。     

变结构RBCC发动机亚燃模态全流道数值模拟研究

变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环（Rocket-Based Combined-Cycle,RBCC）发动机性能的有效途径之一,本文旨在通过全流道三维数值模拟的方法研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及研究采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过本文的研究工作得到以下结论：（1）在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。（2）燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。     

横向脉冲喷流超声速燃烧流场数值模拟与分析

为了研究横向脉冲喷流对燃烧室流场结构及燃烧特性的影响,对带后台阶的超燃冲压发动机燃烧室横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes (NS)方程,分别对定常喷流与两种脉冲喷流超声速燃烧流场进行了数值计算,对比分析了三种氢气喷注方案下的流场结构、氢气掺混燃烧特性及燃烧室总压恢复特性。研究表明:脉冲干扰仅对燃烧室内局部流场产生周期性影响,且有利于氢气的横向扩散;采用与定常喷注喷流参数相同的脉冲喷注方案时,可在脉冲干扰区内保持氢气掺混量与定常喷注基本相同,氢气燃烧量与总压恢复系数整体上与定常喷注基本一致;采用特征时间内喷出氢气质量流量与定常喷注相同的脉冲喷注方案时,在燃烧室出口处氢气掺混量和燃烧量较定常喷注分别提高了21.94%和32.24%,总压恢复系数仅减小4.17%。采用脉冲喷注方案增加了燃料与空气接触面面积,对燃料掺混及燃烧起促进作用。     

系统级芯片设计研究

根据国内外电子行业及微电子IC设计行业的发展现状和军用航空电子系统的特殊性,本文提出了SOC设计构想,详细讨论了SOC设计过程。并以视频字符发生器设计为例,对航空电子进行了SOC新设计概念的探索。     

基于AES算法的FPGA实现技术研究

AES加密标准是2000年10月美国国家标准与技术研究所(NIST)提出来的新型加密算法标准,用来取代上一代的DES数据加密标准.基于AES(Advanced Encryption Standard)加密标准算法,研究其在FPGA设计中的应用.通过对AES基本原理的介绍,并通过对整体体系结构的设计,进行verilog代码编写,然后进行仿真验证,将其与理论计算结果进行了比较.通过对设计仿真综合,最后将Verilog语言的RTL级代码在FPGA进行原型验证,测试结果符合设计要求.     

基于网络的数据库安全研究

数据库技术和网络安全技术的融合,成为当今数据库研究的一个新的热点。网络数据库的普遍应用,其安全性问题也得到广泛的关注。本文探讨了数据库的安全要求、数据库安全性的各种措施,进而预测了未来的发展趋势。     

对转压气机叶尖间隙效应对其性能影响的研究

为了进一步了解对转压气机中不同转子叶尖间隙改变对其性能的影响,以对转压气机为对象,基于数值方法研究了该压气机不同转子对应的叶尖间隙效应及其性能的变化。结果表明:随着叶尖间隙的增加,压气机总压比和效率均有所下降;两排转子的峰值效率敏感度曲线与间隙大小均近似呈线性关系,且转子R2对应的峰值效率和喘振裕度随叶尖间隙的变化较R1更加敏感。该对转压气机存在最佳间隙组合,即转子R1和R2分别取叶尖间隙为1.0τ和0.5τ(τ代表设计间隙),此时的峰值效率和喘振裕度较设计间隙分别提高约0.62%和6.9%;转子叶尖间隙的增加会使得相应转子叶尖泄漏涡的起始位置后移,两排转子中一个转子叶尖间隙变化时会对另一个转子的叶尖流动产生影响,且转子R2叶尖间隙的增加对转子R1的影响更加显著;两排转子叶尖间隙的变化均会影响该对转压气机的最先失速级。     

基于数值模拟的矩形凹槽对直通型篦齿封严特性影响研究

为了提升封严篦齿的封严性能,对在机匣上开设矩形凹槽的直通篦齿结构中的流动特征和封严性能进行了数值模拟,获得了凹槽篦齿的涡流结构、泄漏系数和封严效率,并与光滑篦齿的结果进行了对比.研究了凹槽尺寸、相对位置及压比和转速的影响.计算表明,矩形凹槽宽深比是影响凹槽篦齿封严性能的重要参数,当宽深比大于临界值时,相对于光滑齿的封严效率可大幅提升到15％左右.凹槽与篦齿间的轴向相对位置在一定范围内对凹槽齿的泄漏系数影响微小.数据还显示,压比和转速对凹槽齿的封严性能影响微小.     

航空电子领域虚拟化技术应用研究

随着航空电子系统承载的应用日趋复杂，飞机对机载设备的计算力和功耗比要求不断提升，这也推 动了嵌入式多核处理器的加速应用和普及。多核处理器在航空电子设备中的深入应用，随之而来的是运行的软 件复杂度急剧上升。随着商用领域嵌入式虚拟化的出现，如何将该技术更有效的应用到航空电子领域，成为必 须要研究的课题。本文结合航空电子本身的特点，概述航空电子多核处理器平台上嵌入式虚拟化的特征及应用 思路，为航空电子领域虚拟化的技术研究提供参考。     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

涡轮冲压组合发动机在超声速客机上的应用方案研究

为研究涡轮冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)在超声速客机上的配装可行性,以Ma4超声速客机典型飞行任务需求为牵引,采用飞/发一体化约束分析与任务分析方法,建立了Ma4客机/TBCC发动机的一体化设计模型,确定了满足宽范围机动性需求的起飞推重比和满足航程需求的飞机起飞重量,对比分析了起飞推重比、模态转换马赫数、爬升轨迹等因素对飞机任务特性的影响。研究结果表明,TBCC发动机可满足Ma4客机配装需求,满足Ma4客机典型任务剖面机动性需求的起飞推重比应在0.6以上,满足60人商载与4000km航程任务需求的飞机起飞总重在50t～60t量级。     

叶尖间隙效应对跨声速压气机性能影响的研究

为了研究叶尖间隙效应对跨声速转子性能的影响机制,以一跨声速级轴流压气机为对象,采用商用软件NUMECA进行三维定常数值求解。结果表明:随着叶尖间隙的增加,峰值效率下降,堵塞流量减小,当叶尖间隙大于0.5τ(τ代表设计间隙)时,峰值效率敏感度曲线与叶尖间隙呈线性关系;综合考虑喘振裕度和峰值效率,该压气机存在最佳叶尖间隙0.5τ,此时的峰值效率和喘振裕度较设计间隙下分别提高约0.22%和3.1%。根据流动特点的不同可以将整个叶尖弦长范围内的叶尖泄漏流分为三个部分,分别为主泄漏区、二次泄漏区和普通泄漏区,且每个泄漏区在叶尖流动结构中的作用各不相同。不同叶尖间隙下压气机的失速过程的主导因素会发生改变。     

工艺因素对RFI复合材料渗透成型影响的试验研究

采用模拟试验的方法研究了复合材料树脂膜渗透成型(Resin Film Infusion RFI)过程中树脂粘度及压力对渗透高度及浸渍质量的影响。实验结果表明,总体上树脂的粘度提高,复合材料的渗透浸渍高度下降。成型压力则对不同粘度体系及增强材料预处理情况有不同的结果,一方面提高树脂渗透驱动力,另一方面压实纤维床从而降低渗透率。但压力的提高总是有利于提高渗透浸渍质量,减少孔隙率。分析认为压力影响渗透高度的实质是渗透压力变化及纤维床的压实两种因素的共同作用结果。