反旋进气混合式减涡结构流动特性数值计算

提出了一种将反旋进气孔与减涡管相结合的混合式减涡器,数值研究了其减阻引气效果,分析了旋转雷诺数、无量纲入口质量流量对内部流场结构和压力损失的影响。研究发现:在混合式减涡器引气结构中,静压沿径向平缓降低,在周向分布均匀;随着无量纲入口质量流量或旋转雷诺数的增加,引气结构总压降呈现单调上升的趋势,其中在高旋转雷诺数、低无量纲质量流量工况下具有突出的减阻性能,其对应的湍流参数为0.106 4~0.324 5。相比于简单盘腔,反旋进气孔式及管式减涡器的压力损失分别降低62.5%、60.5%,混合式减涡器可降低80.4%,体现出良好的减阻引气效果。      

舱体入水工况参数对冲击特性的影响分析

为分析大型舱体返回入水时入水垂直速度等工况参数对其冲击特性的影响,提出一种基于任意拉格朗日欧拉法的舱体入水过程模拟方法,应用球底结构入水问题理论计算方法验证该模拟方法的有效性。通过对不同入水工况的有限元模拟,分析入水垂直速度和入水角度对冲击特性的影响。结果表明本文建立的舱体-流体有限元模型能够有效模拟舱体入水过程,舱体冲击加速度峰值与入水垂直速度成正比,舱体以一定角度入水能够降低入水过程的冲击加速度。研究结果可以为新型舱体的结构设计和入水冲击试验提供指导,从而减少试验次数,缩短开发周期。     

单边膨胀喷管内流动分离非定常特性

结合聚焦纹影和动态压力测量技术,对基于特征线法设计的单边膨胀喷管(SERN)不同落压比(NPR)条件下喷管内流场结构和壁面压力进行了试验测量,通过壁面压力时域和频域综合分析获得了喷管内流动分离非定常特性。结果表明:过膨胀状态下单边膨胀喷管内流场结构具有明显的非对称特征,喷管上壁面流动分离模态为受限激波分离(RSS),而下壁面流动分离模态为自由激波分离(FSS);相比于FSS模态,RSS模态下出口附近壁面压力振荡更剧烈。喷管上、下壁面压力标准差峰值均在分离点附近,且概率密度函数分布向一侧偏斜或出现双峰现象。RSS模态下,激波运动呈明显低频特性;FSS模态下,激波非定常特性不仅受回旋区压力扰动的影响,且受分离剪切层的影响。      

基于有限元法的无刷交流励磁机空载特性分析及额定励磁电流计算

针对无刷交流励磁机铁心结构的复杂性和铁磁材料饱和特性的影响,采用非线性有限元法,利用有限元软件Maxwell,建立无刷交流励磁机的二维模型,对空载特性及额定励磁电流进行研究分析。以1台28 kW无刷交流励磁机为例,对电机气隙磁场仿真分析并求取空载特性。计算所得的基波电势与实测结果相符,为此类电机电磁场的设计提供理论依据。在此基础上通过场路耦合的方法,用外电路来模拟额定负载工况,计算出额定工况下的励磁电流。该方法具有实用性,可为一般的交流励磁机励磁电流计算提供参考。     

基于支板稳燃的超声速火焰特性研究进展

以超燃冲压发动机燃烧室为主要研究对象,对超声速气流中的火焰稳定机理及火焰传播特性的研究进展进行了综述,涵盖了不同稳燃器的超声速燃烧室中的火焰特性及火焰稳燃机理分析、火焰传播及振荡特性等研究内容,旨在揭示超声速气流中的火焰特征并进一步实现燃烧室的性能优化,以期对超声速燃烧室的火焰特性相关研究提供一定的参考。首先,从燃烧室流动及燃料驻留时间的角度分析了超声速火焰稳定的难点,进一步分析了超声速燃烧室中火焰稳定的基本判据,总结了当前两种主流的火焰稳燃模式,分析了支板稳燃器在增强燃料掺混方面的优势,并以支板稳燃为主要侧重点进行了后续火焰特性的研究;其次,从增加燃料驻留时间和减小燃料化学反应时间两个角度总结了当前实现超声速火焰稳定的基本方法及稳燃原理。最后,讨论了火焰稳定之后的燃烧室火焰动态特性,包括火焰传播特性和火焰振荡特性,为后续的燃烧优化提供参考。     

中心进气旋转盘腔换热特性对无量纲参数的敏感性分析

针对早期旋转盘腔换热特性研究中常忽略压缩性和耗散效应影响的研究方法，在定几何、常物性、可压缩、有耗散假设下，对描述旋转盘腔系统的控制方程进行了无量纲分析，得到除无量纲空间位置外的7个无量纲准则数。利用数值模拟的方法探究了中心进气转静系盘腔换热特性对7个无量纲参数的敏感性。结果表明：在本文研究的某些工况内，反映进口耗散效应的埃克特准则与反映转盘热边界的基比切夫准则以及固体的无量纲导热系数对努塞尔数的影响程度与旋转雷诺准则同量级。根据本文分析结果，给出了早期旋转盘腔换热特性研究成果在先进航空发动机旋转盘腔设计工作中应用的注意事项和工程建议。     

多重激励下机匣振动能量传递规律与耦合特性

为了研究机匣振动能量的传递规律和转子多重不平衡激励能量在机匣上的耦合特性，采用有限元法建立了包括压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮机匣组件在内的航空发动机整机机匣模型，应用结构声强法计算分析了机匣在不同激励频率下振动能量的传递规律和耦合特性。结果表明：（1）机匣共振时，振动能量的穿透力最强，主要以纵波和剪切波的形式穿过机匣安装边向其他部件传递。（2）机匣的模态振型与其振动能量传递特性有关，振动幅值较大的机匣组件同时也是主要参与振动能量传递的机匣组件。（3）振动能量在机匣上的传递具有解耦特性，多重激励同时作用下的机匣振动能量传递特性可以分解为多个单一激励作用下机匣振动能量的线性矢量和。     

基于粒子群算法的飞机燃油箱热参数反演

为获取用于定量评估可燃性的飞机燃油箱热参数，从集中参数法建立燃油箱热模型的假设出发，基于粒子群算法和飞行试验数据，对某型飞机中央油箱热参数的反演进行了探索。选取了4种不同的参数作为目标函数，对比研究了目标函数的选取对热参数反演结果的影响。研究结果显示：反演得出的燃油箱热参数模型，其输出值与试验值变化规律一致，证明了该方法的有效性；其次以整体均方差为目标函数的反演结果与试验值最为吻合，模型输出值与试验值最大偏差为2.62 K；最后对整体均方差增加惩罚项的措施能够使反演后热参数模型满足适航规章的要求。     

环月飞行器返回轨道设计与优化

针对传统月地返回轨道设计方法在从初始轨道直接转移的局限性，提出一种基于Lambert问题的月地转移轨道设计方法。该方法重新选取了轨道约束参数，并在笛卡尔坐标系下建立了返回轨道动力学模型，并基于该模型全面分析了返回轨道关于约束参数的变化特性。此外，针对带有约束条件的返回轨道优化设计问题，提出了快速收敛的函数构造法，并给出了有效的目标函数形式。以某一在轨环月飞行器的轨道参数作为初始轨道进行返回轨道计算，结果验证了所提出返回轨道设计方法以及函数构造法的有效性。     

充气式再入减速器动态气动载荷与结构特性研究

针对充气式再入减速器在动态飞行环境下的结构特性变化问题，提出一种基于飞行轨迹参数的CFD动态边界条件加载方法，有效实现了飞行动力学与空气动力学之间的耦合。同时，建立考虑内充压气体热效应的流固耦合模型，较已有方法更全面地考虑了结构变形对流场的影响以及内充压气体状态参数的改变，突破了现有研究中未能完整考虑温度对结构特性影响的局限。利用此模型着重对比了再入过程中气动力与气动热对结构应力及一阶固频的影响，并研究了尺寸变化对结构特性的影响规律。研究发现单独考虑气动力与气动热作用时，结构最大应力分别升高至39.6 MPa与33.5 MPa，而适当减小半锥角和增多气囊数目有利于减小结构应力。本文研究为充气式再入减速器的强度校核及优化设计提供了有价值的参考。