螺旋波等离子体推力器放电过程的流体模拟

针对建立三维数值模型对螺旋波等离子体推力器放电进行数值模拟计算量过大的问题,使用COMSOL多物理场软件建立了二维轴对称结构,采用漂移-扩散流体模拟方法,分别改变工质气体种类、气体压强及射频功率,模拟了螺旋波等离子体放电过程,分析了不同参数条件下放电室中电子数密度、电子温度、碰撞功率损耗分布情况,结果显示,在一定条件下气体压强越大,电子数密度越高,电子温度越低,碰撞功率损耗越大,在1600～2400 W范围内,随着射频功率增大,电子数密度和碰撞功率损耗增加,电子温度变化较小,电子数密度在10~(18 ) m~(-3)左右,为螺旋波等离子体推力器的设计与实验研究提供了参考。     

离子推力器放电腔内等离子体流动规律的全粒子模型

为了详细描述等离子体在放电腔内的产生、演化过程,建立了放电腔内部等离子体流动的二维轴对称全粒子数值模型。在考虑壁面二次电子发射影响的前提下,模拟得到了稳态后放电腔内电磁场、电子与离子数密度,电流密度等一系列参数分布,且与相关实验数据进行了比较,吻合较好。模型得到了实验中难以观测到的放电腔内等离子体的产生、演化过程以及稳态下的分布规律,合理解释了放电腔工作的基本原理。     

非麦氏电子分布对霍尔推力器等离子体与壁面相互作用的影响

为深入分析霍尔推力器放电通道的非麦氏电子分布对等离子体与壁面相互作用的影响,采用一维非稳态鞘层动力学模型,统计了等离子体与壁面相互作用的重要物理量。结果表明,非麦氏电子分布函数和麦氏电子分布函数下等离子体与壁面相互作用存在很大差异,电子服从非麦氏电子分布时入射电子在壁面上的能量沉积,以及二次电子对主流区电子的冷却作用都明显弱于电子服从麦氏分布的情形。     

LIPS-200环型会切磁场离子推力器热模型计算分析

为了建立国内自行研制的20cm口径LIPS-200环型会切磁场离子推力器放电室的热模型,研究了放电室内等离子体的产生过程,得到了二次电子的温度、离子密度以及电子密度分布规律,在此基础上得到放电室各个关键部件的电流沉积和能量沉积热模型。以热模型计算结果为依据,进行了推力器稳态工作下的有限元热分析以及热平衡验证试验。结果显示:推力器处于稳定放电时,放电室内电子温度分布范围为2~4e V;电离基本发生在放电室轴线附近,此处电离产生率和电子温度最高,并且整个放电室内离子密度约为1017/m3;放电室的内表面能量沉积主要来自二次电子及Xe离子。     

准直流放电等离子体对超燃燃烧室中碳氢燃料燃烧的影响研究

为研究低燃空比条件下,准直流放电等离子对超燃燃烧室中乙烯燃烧流场的影响,在凹腔上游以及底部前壁面处布置电极产生等离子体,通过数值模拟方法,分析了不同等离子体激励强度下,燃烧室凹腔后缘附近压力分布、燃烧室总压损失、乙烯燃烧效率和燃烧室中水的分布情况。研究结果表明:准直流放电等离子体激励强度越高,对凹腔后缘附近压力场稳定能力越强。等离子体的存在,使得燃烧室出口总压损失微弱增加,损失最大值增加1.9%。燃烧室中乙烯燃烧效率平均提高1.77倍,随着激励强度的提高,燃烧效率呈现先增高后降低的趋势。等离子体改善了燃烧室中水的分布,凹腔内部产物分布范围更广、燃烧更加充分。     

电子回旋共振等离子体推力器放电机理数值模拟研究

电子回旋共振等离子体推力器(ECRPT)是一种高比冲、高效率且结构简单的新型电磁式推力器。为了研究推力器的放电原理和工作机制,采用漂移-扩散流体模拟方法,仿真模拟了微波等离子体放电过程。仿真结果表明,电子数密度达到10~(16)~10~(17)m~(-3)数量级,氙气的电子数密度比氩气高50%;电子数密度、碰撞功率损耗均随着计算域内压强的增大而增大,电子温度随压强的增大而减小;电子数密度、碰撞功率损耗随着入射微波功率的增大而增大。在未来ECRPT的实际应用中,可以通过使用氙气,适当增大推力器腔内压强以及入射微波功率,使其具有最佳的推力、比冲和工作效率。     

等离子体气动激励抑制翼型失速分离的仿真研究

通过求解表面放电的二维流体体力模型,建立了翼型等离子体流动控制的数学模型,得到等离子体气动激励诱导的体力和热量分布,与Navier-Stokes方程耦合求解.进行了低雷诺数条件下,等离子体气动激励抑制NACA0009翼型失速分离的数值仿真研究,研究了等离子体激励的强度、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制和翼型升阻特性的影响.在雷诺数为58000、攻角为24°的情况下,施加等离子体激励后,升力系数由0.7449增大到1.2404;阻力系数由0.4012减小到0.3503.      

放电发射光谱在金属微弧氧化表面处理中的应用研究进展

液相火花放电现象是金属微弧氧化表面处理时典型特征,发射光谱(OES)技术是表征微弧放电光谱特征和探索微弧氧化机理的有效手段。本文综述了铝、镁、钛等金属微弧氧化过程中发射光谱的研究现状。介绍微弧放电区等离子体的电子温度、电子密度等特征参数计算原理。重点关注了不同金属基体材料、电参数及电解液组成条件下,等离子体放电行为对微弧氧化膜结构的影响规律,并比较不同放电模型的异同。基于OES谱线评估得到的各种金属微弧等离子体温度为3000~10000 K,为放电通道内快速熔化-凝固过程促进陶瓷膜生长机制提供证据。     

离子推力器放电室阳极壁面电流密度分布特性研究

为了准确掌握离子推力器放电室阳极壁面电流密度分布特性，并深入理解阳极壁面处等离子体运动特性，设计了近阳极壁面等离子体诊断的具体实施方案，并基于LIPS-200离子推力器开展了近阳极壁面处等离子体诊断试验研究，得到了主要磁极附近壁面等离子体参数，并得到阳极壁面吸收电流密度分布特性。试验结果表明：LIPS-200离子推力器阳极壁面处主要磁极附近的等离子体密度范围为，测试点的电子温度范围为，壁面电流密度范围为；柱段壁面电子温度相对锥段较低，但电流密度较大，尤其在中间极靴位置电流密度最大，约为阴极极靴处电流密度的3倍，约为屏栅极靴处电流密度的2倍，阳极电流主要在放电室中间极靴处发生损失。     

贫燃条件下当量比对等离子体辅助起爆的影响

为研究贫燃条件下当量比对交流介质阻挡放电等离子体辅助起爆的影响,采用松耦合方法仿真求解了当量比分别为1.0,0.8及0.6三种条件下氢氧预混气体起爆过程,对比研究了放电产物时空分布特性、不同阶段爆震管内流场参数分布、起爆时间和距离以及推力壁动态历程。结果表明放电产物在同一周期内的时空分布形态不随当量比改变而变化,但随着当量比下降,各主要活性粒子的密度增大,增幅则降低。随着管内流速上升,等离子体对流场结构的改变更加明显,加速了形成稳定爆震波的各个子过程;不同工况下等离子体都缩短了起爆时间和距离,但当量比越低,缩短程度越小。对推力壁受力的动态分析也显示等离子体对流场演化的加速效果随当量比减小而减弱,不过其受力大小与等离子体无关。在本文贫燃条件下出现低当量比不利于等离子体发挥作用的原因包含两点,一是燃料占比降低带来的不利影响大于等离子体助燃的效果,二是放电区域尺寸有限。     

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。     

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。     

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。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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