大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%～90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。     

基于两阶段优化的初至波自动拾取算法

拾取初至波是近地表建模方法中的重要步骤。初至波的精确拾取可以影响到很多方面的工作,例如静校正和速度建模等,但是初至波受到强烈的背景噪声和复杂的近地表结构的影响,拾取的精确性会减低。本文提出了基于两阶段优化的初至波自动拾取算法。本文把初至拾取问题分成了两个子问题,分别产生两个优化目标,根据优化目标,生成优化函数。算法采用两个步骤:(1)先用纵向滑动窗口把初至波可能存在的范围带找出来;(2)改进了能量比率算法,在第1步找到的范围带中拾取初至波。在两个数据集上,将FPTO算法与反向传播神经网络方法(Backpropagation neural networks method,BNN)、直接相关方法(Direct correlation method,DC)以及Coppens的改进方法(Modified Coppens’s method,MCM)3种算法进行了对比,精确度得到了很大提升,算法的稳定性得到证明。     

不同淬熄结构下RQL燃烧室流场特性的数值研究

采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法对不同淬熄结构的富油/淬熄/贫油(RQL)燃烧室内定常掺混流动过程进行了数值模拟,分析了不同截面的流场结构,研究了动量通量比及淬熄孔排布方式的影响。结果表明:射流进入RQL燃烧室后发生偏转且偏转方向和旋流方向有关,回流区长度、穿透深度和高湍动能区随着动量通量比的增大而增加;当J≥80时,淬熄射流下游出现高湍动能区,逐渐与上游融为一体;当J≥120时,回流区的长度基本不再发生明显变化。此外,非中心对冲结构C3具有更大的高湍动能区,掺混更均匀。      

卫星互联网用空间行波管非线性特性模拟

为了研究卫星互联网用空间行波管的非线性特性，本文使用行波管一维大信号模型，结合CST软件计算得到的行波管冷特性参数，基于MATLAB平台编写了数值计算程序。使用所编写的程序，以Ka波段和Q波段的两种空间行波管为模型，计算其调幅-调幅（AM-AM）和调幅-调相（AM-PM）的主特性，并同时计算了三阶交调失真（IMD3）和噪声功率比（NPR）。分析了输入功率的回退对这两种非线性特性的影响，并与矢量网络分析仪得到的实际测试结果进行了对比，三阶交调的计算结果与实际测试的误差在1dB以内。为高线性度行波管的设计提供模拟工具。     

流体二次引射推力转向参数影响规律

采用数值模拟手段,对流体二次引射推力转向参数影响规律进行了研究。首先采用二元矩形矢量喷管,结合风洞试验及国外文献计算数据,验证了自主开发的流体推力转向数值模拟软件的可靠性;在此基础上,开展了流体二次引射推力转向的机理研究和各种参数影响规律数值模拟研究,并详细研究了不同主次流压比、引射缝隙位置和缝隙宽度等参数对干扰流场结构及推力转向偏角的影响,获得了各设计变量对喷管性能及内部流态的影响规律,给出了流体二次引射实现推力转向的基本设计原则及较优的参数组合方案,相关结论可为流体二次流引射推力矢量喷管设计提供依据。     

基于BP神经网络和遗传算法对再循环风扇性能参数的确定

环控系统再循环风扇主要采用轴流风机。全压效率是衡量风机性能的重要指标,轮毂比和叶片数是影响风机全压效率的重要参数。因此,为了使全压效率最大,需要确定最佳的轮毂比和叶片数。利用ANSYS软件中的CFX模块,对不同轮毂比和叶片数下的风机模型进行计算,得到这些风机模型的性能曲线和全压效率。再通过神经网络和遗传算法,对这些风机模型的全压效率进行寻优计算,最终确定风机最佳的轮毂比和叶片数。     

单排圆柱孔射流气膜加热与气膜冷却方式的对比

为了揭示气膜加热和气膜冷却两种方式在影响规律机制上的异同,通过数值计算研究了两种方式单排圆柱孔在典型吹风比下(0.5,1.0和1.5)的射流-主流相干特征,并分析了热气流-冷气流温度比变化对气膜绝热加热或冷却效率的影响。研究结果表明:在相同的吹风比下,在气膜加热方式下喷注射流向主流的穿透趋向更为显著,引起喷注射流抬离壁面并在气膜孔出口附近诱导出尺度更大的卵形涡对;当温度比接近于1时,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异较小,随着温度比偏离1的程度加剧,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异显著增大。     

固体火箭点火超压形成机理与影响因子研究

为研究固体火箭点火超压的形成机理和影响因子，以Ariane 5火箭固体助推器1/35缩比模型为研究对象，〖JP+1〗基于可压缩气体三维Navier-Stokes方程建立固体火箭尾焰流场的数学模型。同时，使用有限速率/涡耗散模型表征尾焰复燃反应，采用有限体积法求解火箭尾焰流场控制方程，得到箭体尾部近场的点火超压幅值与分布情况。与试验数据比较，数值结果较好的反映了点火超压的过程特性。进而，采用该数学模型和求解方法，研究了点火超压的影响因子。计算结果表明，尾焰复燃反应对点火超压的影响较小，与无复燃反应的计算结果比较，点火超压的峰值相对变化幅度不大于1.85%，点火超压的波形与分布特性的变化可以忽略；建压速率越快，点火超压峰值越大，且呈非线性比例关系增长；喷管膨胀比主要影响点火超压的波形，对其峰值影响较小。     

IR radiation characteristics of rocket exhaust plumes under varying motor operating conditions

The infrared(IR) irradiance signature from rocket motor exhaust plumes is closely related to motor type,propellant composition,burn time,rocket geometry,chamber parameters and flight conditions.In this paper,an infrared signature analysis tool(IRSAT) was developed to understand the spectral characteristics of exhaust plumes in detail.Through a finite volume technique,flow field properties were obtained through the solution of axisymmetric Navier-Stokes equations with the Reynolds-averaged approach.A refined 13-species,30-reaction chemistry scheme was used for combustion effects and a k-e-Rtturbulence model for entrainment effects.Using flowfield properties as input data,the spectrum was integrated with a line of sight(LOS) method based on a single line group(SLG) model with Curtis-Godson approximation.The model correctly predicted spectral distribution in the wavelengths of 1.50–5.50 lm and had good agreement for its location with imaging spectrometer data.The IRSAT was then applied to discuss the effects of three operating conditions on IR signatures:(a) afterburning;(b) chamber pressure from ignition to cutoff;and(c) minor changes in the ratio of hydroxyl-terminated polybutadiene(HTPB) binder to ammonium perchlorate(AP) oxidizer in propellant.Results show that afterburning effects can increase the size and shape of radiance images with enhancement of radiation intensity up to 40%.Also,the total IR irradiance in different bands can be characterized by a non-dimensional chamber pressure trace in which the maximum discrepancy is less than 13% during ignition and engine cutoff.An increase of chamber pressure can lead to more distinct diamonds,whose distance intervals are extended,and the position of the first diamond moving backwards.In addition,an increase in HTPB/AP causes a significant jump in spectral intensity.The incremental rates of radiance intensity integrated in each band are linear with the increase of HTPB,and the growth rates of radiance intensities in some bands reach up to 50% as HTPB weight increases by 3%.     

旋转对弯扭涡轮叶片前缘气膜冷却的影响

基于热色液晶(TLC)测温技术,开展了转速(攻角)和吹风比对弯扭涡轮叶片前缘区域气膜冷却效率分布影响的实验研究。实验中涡轮转速分别为400 r/min(正攻角)、550 r/min(零攻角)和700 r/min(负攻角),平均吹风比为0.5~1.25。冷却工质采用氮气,对应的射流-主流密度比为1.04。基于涡轮动叶弦长的涡轮出口主流雷诺数为60 800。实验结果表明:转速是决定涡轮叶片前缘气膜冷却效率分布最重要的参数之一。随着转速的增大,滞止线的位置会从压力侧(PS)移动到吸力侧(SS)。当吹风比相同时,面平均气膜冷却效率随转速的增大而逐渐增大；当转速相同时,面平均气膜冷却效率随吹风比的增大而增大。