热压罐和RTM成型的C型框弯曲试验研究

通过热压罐和RTM成型工艺的复合材料C型框弯曲试验,研究了两种工艺方法对其承载能力及破坏模式的影响.试验结果表明:热压罐成型的隔框承载能力比RTM成型工艺高27.5％,且其分散性小;两种工艺的破坏位置一致,但RTM成型的隔框在平直段与弯曲段过渡截面处外壁先发生分层,而热压罐成型在该处外壁至破坏前才出现分层损伤.该结论可以为该型结构的工程应用提供有价值的参考.     

基于格子Boltzmann方法表面形貌对微通道对流换热的影响

为推动微通道冷却技术在航空发动机中的应用,进一步提高航空发动机性能,本文通过扫描电子显微镜、粗糙度扫描仪等多方式扫描得到实际加工物体表面形貌,结合分形理论进行处理,得到真实、光滑、分形插值、康托尔集四类圆形截面管模型,管径100μm~400μm;采用格子Boltzmann方法进行数值模拟,首先通过与文献中实验结果的对比,验证了此方法的正确性,然后对空气在这四类圆形截面微通道中的对流换热特性进行了数值模拟,计算雷诺数Re范围80~640;结果发现：表面形貌是微通道中对流换热不可忽略的因素,相对粗糙度越大越有利于换热,真实扫描管的换热性能要比相同条件下光滑管高2.22%;分形理论可用于微通道表面形貌的构建,在相同迭代次数下,分形插值模型与真实扫描形貌换热性能相差0.03%,而康托尔集模型与真实扫描形貌换热性能相差1.88%,分形插值模型较康托尔集模型更能真实地反映实际形貌;微通道中,随着雷诺数的增加Nu将不再是常数,而是有增加的趋势。     

燃气轮机间冷器结构改进试验研究

为了分析间冷器翅片高度、翅片厚度、隔板厚度等结构参数对换热性能的影响,根据船用间冷循环燃气轮机长期工作在海洋环境的性能要求及结构特点,初步设计了机上间冷器,并对其进行了试验验证。根据前期验证结果,对间冷器结构进行了迭代改进。结果表明:在一定范围内,翅片高度增加导致换热效率降低和总压恢复系数增大;翅片厚度增加,导致换热效率提高和总压恢复系数减小;隔板厚度增加导致换热效率降低。     

磁流体湍流中的结构和能量传输

磁流体湍流中存在多种相干结构,包括电流和涡旋结构。文章主要对近几年有关磁流体湍流相干结构及其相关的能量传输的一些工作进行了介绍。不同于中性流体湍流中的管状结构,磁流体中的相干结构多呈现为片状,强电流片附近也存在强涡片结构。磁流体湍流中的能量级串使能量跨尺度从大尺度传递至小尺度;与中性流体湍流能量传输主要集中在相近尺度上不同,磁流体湍流除了动能传输,还有磁能传输,以及动能与磁能之间的跨尺度互相转换。研究表明,磁流体湍流中的能量传输及耗散具有强间歇性,集中在较小区域范围,且与相干结构存在关联。在存在背景磁场的情况下,磁流体湍流中的相干结构在背景磁场方向上被拉长,而同样方向上的能量传输受到抑制。在高马赫数的情况下,激波的产生会使能量传输明显增强,同时带来很强的间歇性,结构函数标度律远远偏离线性标度关系,并且随着阶数的增加,标度指数会达到饱和值。     

基于综合模糊聚类算法的液体火箭发动机故障诊断

基于液体火箭发动机正常及故障状况数据的完备程度和数据质量的不断提高,提出一种基于数据驱动的综合模糊聚类算法用于故障诊断。采用模糊c均值(FCM)算法对已知正常样本数据进行聚类得到最优的聚类中心,将所得到的聚类中心作为先验样本数据用于传递闭包法最优分类结果的选择从而得到故障检测结果,该算法只需要少量的正常先验样本数据就能快速、准确的检测出故障;随后采用FCM算法进行故障分类,可以根据现有的故障数据库进行聚类得到对应的故障类型,并且可以给出故障幅值范围。模型仿真结果表明:该算法对故障的检测率可达968%,故障隔离率达到94%。某型液体火箭发动机实际试车数据结果表明:该故障诊断算法能够准确及时的检测并隔离出故障。     

0.3 m低温风洞液氮供给系统研制

基于系统级的一维热流体模拟分析,建立了适用于研究分析0.3 m低温风洞液氮供给系统的数学模型,并开展了系统漏热、两相流及缓冲罐中液氮容积等流体动力学分析;在系统现有控制策略及试验数据的基础上,基于该数学模型开展了系统压力动态响应分析,获得了在阀门动态调节过程中管网压力的瞬态响应,计算结果与试验值的总体误差控制在10%以内。喷射压力一致化改造避免了阀间干扰,添加的回流管道消除了供给末端的两相流现象,使喷射压力控制精度达到1.1%,调节时间减少到23 s,实现了风洞总温快速安全调节和精确控制。     

空心气冷低压涡轮动叶气热耦合数值模拟

以空心气冷低压涡轮动叶为研究对象,采用高质量的流体域和固体域网格控制技术,带转捩模型的双方程SST湍流模型,开展了基于CFD方法的叶片气热耦合问题研究。获得了不同冷气流量比(分别为1.0%,1.38%,1.8%和2.2%)、温比(分别为2.1,2.25,2.3,2.4和2.5)和压比(分别为1.4,1.6和1.8)对叶片换热特性的影响规律,设计状态中截面按弧长平均的叶片壁面金属温度计算值较试验值偏小0.3%,气热耦合计算的叶片壁面温度分布与试验结果吻合良好,验证了气热强耦合计算方法的精度,为涡轮叶片温度场分析提供了一种有效的方法。     

Refinements in the data analysis of VIRTIS-M-IR Venus nightside spectra

The successful long-duration radiation measurements performed by the VIRTIS instrument aboard ESA’s Venus Express spacecraft have provided an excellent collection of atmospheric and surface data that stand out due to their high temporal and spatial coverage of the planet and due to a high diversity of measurement and environmental conditions.     

A low-thrust transfer between the Earth–Moon and Sun–Earth systems based on invariant manifolds

A low-energy, low-thrust transfer between two halo orbits associated with two coupled three-body systems is studied in this paper. The transfer is composed of a ballistic departure, a ballistic insertion and a powered phase using low-thrust propulsion to connect these two trajectories. The ballistic departure and insertion are computed by constructing the unstable and stable invariant manifolds of the corresponding halo orbits, and a complete low-energy transfer based on the patched invariant manifolds is optimized using the particle swarm optimization (PSO) algorithm on the criterion of smallest velocity discontinuity and limited position discontinuity (less than 1 km). Then, the result is expropriated as the boundary conditions for the subsequent low-thrust trajectory design. The fuel-optimal problem is formulated using the calculus of variations and Pontryagin's Maximum Principle in a complete four-body dynamical environment. Then, a typical bang–bang control is derived and solved using the indirect method combined with a homotopic technique. The contributions of the present work mainly consist of two points. Firstly, the global search method proposed in this paper is simply handled using the PSO algorithm, a number of feasible solutions in a fairly wide range can be delivered without a priori or perfect knowledge of the transfers. Secondly, the indirect optimization method is used in the low-thrust trajectory design and the derivations of the first-order necessary conditions are simplified with a modified controlled, restricted four-body model.