基于离散伴随的高超声速密切锥乘波体气动优化设计

基于定平面形状的密切锥乘波体设计方法能够显著提高传统乘波体的设计灵活性和整体升阻特性。但是该类乘波体在设计时忽略了三维效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应，在设计工况下仍会出现溢流，升阻比难以达到最优；另外，这类乘波体仍具有传统乘波体在偏离设计条件下气动特性会出现恶化的不足。因此，有必要在考虑黏性的情况下，针对定平面形状的密切锥乘波体开展全机气动优化设计。结合基于全速域通量求解方法和RANS湍流模型的高精度CFD求解器、鲁棒的结构网格变形方法、自由变形参数化方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法，实现了基于离散伴随的高超声速飞行器气动优化设计方法。基于上述方法，针对定平面形状的密切锥乘波体开展了单点和多点的三维整机气动优化设计。在400万多块结构网格、600个设计变量以及303个设计约束条件下，所采用的离散伴随优化方法仅花费2 240CPU小时和3 360CPU小时即完成了三维整机单点和多点的优化设计。结果表明，相较于初始构型，单点优化得到的构型在设计状态下的升阻比提升了近5%；多点优化得到的构型可保证在设计点状态升阻特性没有损失的同时，将非设计点的升阻比提升10%以上，进而在一定程...     

引气结构对二元塞式喷管冷却和红外辐射特性的影响

为降低加力状态下二元塞锥表面温度和喷管红外辐射强度，对塞锥进行冷却结构设计。采用数值模拟的方法对比分析了引气结构、冷却通道高度和冷气入口总压比对塞锥冷却和喷管红外辐射特性的影响。结果表明：塞锥冷却后其表面温度和喷管红外辐射强度显著降低；引气腔内无冲击板时，引气角度的改变引起射流核心区位置的变化，造成塞锥头部和前缘展向温度分布差异明显，引气角度为90°时塞锥表面最高温度要比30°和60°的模型高50K；加装冲击板后，冷却通道内的流量分配和塞锥前缘的展向温度分布得到有效改善、塞锥头部的换热得以增强，但同时会引起较大的总压损失，因此相同入口总压比下，加装冲击板后冷却流量降低、塞锥外表面温度升高；随着冷却通道高度增大，冷气流量增加、流速降低，故存在一个最佳通道高度使得塞锥冷却效果最好；以塞锥无冷却为基准，入口总压比为1.0～1.8时，塞锥外表面最高温度降低了470～590K,0°探测角上红外辐射强度降低了25%～33%。     

航空涡扇发动机起动热悬挂故障诊断

为了完善某型航空涡扇发动机起动性能设计,通过分析发动机的起动控制逻辑和热悬挂控制逻辑,确定了起动热悬挂故障的原因。起动热悬挂分为排气温度 T6上升率过高故障和压气机出口压力 P31上升率过低故障 2种模式,故障原因分别为初始供油量偏多和起动过程 P31波动,针对故障原因制定了解决措施:初始点火供油量设定值下调,提高 P31传感器小压力段的测量精度,并优化 P31斜率异常故障判故逻辑。上述解决措施不仅解决了起动热悬挂问题,更进一步增强了产品设计与生产的兼容性,提高了发动机的起动性能和起动成功率。     

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。     

超燃冲压发动机燃烧室出口温度场分布CARS测量

针对超燃冲压发动机研究中对燃烧室出口温度场的测量需求以及暂冲式超燃冲压发动机燃烧台架试验中的应用难点,开发了适用于瞬态燃烧场温度测量的单脉冲相干反斯托克斯拉曼反射（CARS）系统及CARS光谱计算和温度反演软件CARSCF。采用USED相位匹配方式来降低湍流影响,结合多尺度小波分析方法来实现CARS光谱降噪处理,提高信噪比。在暂冲式脉冲燃烧风洞上开展了来流马赫数2.6条件下超燃冲压发动机燃烧室出口温度测量试验,获取了超声速来流（冷态）建立、H₂点火加热空气、建立超声速燃烧流场直至试验结束过程中的燃烧室出口温度,以及煤油/空气燃烧时燃烧室出口温度场分布。结果显示,超声速冷流时温度处于低温（约205K）状态,随着H₂点火加热来流空气,来流温度上升至853K;随着煤油/Air点火,温度急剧上升,稳定燃烧状态下燃烧流场温度为1970K±144K。燃烧室出口截面温度场分布测量结果显示,高温区位于燃烧室出口截面上侧区域,而燃烧室出口截面上中间区域的温度低于上下两侧。燃烧室出口温度分布CARS测量结果与火焰自发光成像结果一致,表明单脉冲CARS技术用于瞬态燃烧流场温度测量的可行性。     

中心锥对旋转爆轰发动机内外流场影响的三维数值模拟研究

为探究中心锥对旋转爆轰发动机(Rotating Detonation Engine,简称RDE)内外流场结构与推进性能的影响,本文设计了90°、60°、45°、30°、20°、14°锥角与无中心锥7种构型,对燃烧室内径为78mm、外径为88mm、长度为100mm的RDE进行三维数值模拟,推导了适用于带中心锥RDE的推力公式,获得了各构型下详尽的流场参数。结果表明：在本文构型下中心锥对内流场影响很小,各构型的内流场参数与结构基本一致;中心锥对外流场的爆轰产物有轴向加速与径向吸附作用,能够调控尾部区域的流场特性;中心锥对由压差项产生的推力具有显著的提升效果,最佳推力性能出现在20°中心锥构型中,RDE总推力增益达22.8%。研究结果揭示了中心锥对RDE推力影响的作用机理,阐明了锥角对推进性能的影响规律,对带锥形构型的尾喷管设计工作提供了参考。     

离心式压力雾化喷嘴性能计算方法的比较

本文首先对四种典型的离心式喷嘴性能计算方法进行编程和实例计算,而后通过试验和PDA、CCD光学诊断,将测量结果和计算值进行比较,以考查这些方法的可靠程度。经综合分析,认为计算模型的准确性主要取决于能否合理地描述喷嘴内部的流动,其次是考虑流体物性参数的影响。     

研究转子内流动的大尺寸轴流压气机实验装置和动态测量技术

本文在评述国外同类技术的基础上,介绍近年研制成的,以研究转子内流动为主要对象的低速大尺寸轴流压气机实验装置和动态测量技术,包括实验台、旋转四坐标全电动探针位移机构、并行多通道高速数据采集器、高频压力探针及一整套高频压力探针、热丝和激光多普勒动态测量技术,列举了典型的转子内和转子进、出口复杂流场测量结果。      

太阳风中低频离子静电孤波

本文给出在太阳风超声速流动条件下,离子静电孤波的传播特性,结果与Helios1,2卫星观测的静电离子噪声做了比较。离子声波扰动的非线性发展使太阳风等离子体呈规则的小尺度起伏,离子声波在马赫锥外传播,因此理论预言密度起伏不沿着太阳风速度方向,而是在横向方向.