浮升力对竖直螺旋管中超临界CO2换热的影响及判别准则

基于航空发动机间冷器的冷却换热问题，进行竖直螺旋管内超临界压力CO₂换热数值研究。探究运行参数对沿流向和周向换热的影响机制。通过管截面温度场和流场分布阐述了浮升力和离心力引起的周向非均匀换热机制，评估二次流速度和强度。根据管道结构特性提出新的浮升力参数和浮升力影响判别准则，建立新的换热关联式。结果表明：管上游非均匀换热源于浮升力与离心力综合作用，管下游非均匀换热由离心力主导。当满足浮升力因子Bu≥1.6×10^-5时，浮升力在换热中起主导作用。新换热关联式可以较好地适用于螺旋管内换热预测。     

大型客机超临界机翼气动优化设计

超临界机翼在方案设计阶段要估算机翼面积并初步确定机翼平面形状.当进入详细设计阶段时,必须仔细考虑机翼的几何参数,以便得到对于规定任务的最佳平面形状和弯扭配置.机翼设计时不能和飞机的其他部件分开进行独立考虑,但是在设计的初始阶段,只需要抓住最主要的几个机翼参数,进而在后期设计中,再详细考虑飞机方案和技术之间要涉及的全部因素.     

大型飞机超临界翼型设计与优化

从初始翼型开始,利用型函数生成几何扰动量叠加到基本翼型表面,以型函数的权系数为设计变量,对翼型进行优化设计。在ISIGHT平台下集成以下三个模块:利用C++语言编写一个翼型关键点生成程序,来实现优化参数的计算;将生成的翼型数据点,调用并导入到GAMBIT内,由GAMBIT生成网格后结束GAMBIT;调用FLUENT对GAMBIT生成的网格进行流场计算;最后应用ISIGHT优化算法库中的遗传算法对FLUENT的计算结果进行分析,实现整个优化流程的自动化。以CJ818飞机为例,采用超临界翼型作为初始翼型,应用上述方法进行优化,结果表明此方法能设计出符合条件的基本翼型,有一定工程应用价值。     

超临界碳氢燃料流动不稳定的频域分析与数值模拟

再生冷却通道中的流动失稳是高超声速飞行器发动机热防护技术中的核心问题之一。为研究超临界碳氢燃料在冷却通道中的流动不稳定特性，基于有限体积法及流体物性近似，发展了高效的一维瞬态模拟方法；同时，基于小扰动假设，进一步提出了用于预测稳定行为的频域分析方法。通过相关实验，验证了模型的可靠性。基于时域和频域方法的综合分析，沿内特征曲线讨论了主要失稳类型，重点分析了受密度波及Ledinegg不稳定共同影响的复合不稳定性。随后，进一步分析了工作压力和入口温度对稳定特性的耦合影响，并基于N_tpc-N_spc空间划分了稳定区域。研究发现，复合不稳定、Ledinegg不稳定以及密度波不稳定，随入口温度升高而相继消失。Ledinegg不稳定及密度波不稳定的稳定边界在N_tpc-N_spc空间具有高度相似性，而复合不稳定性的区域在较高的压力下略有缩小。     

超临界二氧化碳超声速喷管设计与性能分析

超临界二氧化碳由于其独特的物理性质而受到广泛应用。同时超临界二氧化碳真实气体效应显著，其流动机理和理想气体差别较大，因此需要设计相应的喷管。采用特征线法设计超临界二氧化碳超声速喷管，其中二氧化碳的热力学参数基于S-W方程获得。通过CFD粘性仿真进行边界层修正。分析了改变喷管入口总压、总温对喷管内流场的影响。结果显示，设计工况下喷管出口质量平均马赫数与设计值相差0.033%，喷管内流场品质较好；非设计工况下，由于温度变化会显著改变CO2的热物性参数，入口总温对喷管流场的影响比总压更大，当入口总压和总温分别降低83.33%,52.94%时，出口马赫数分别降低1.16%、提高3.23%。设计工况下喷管流场满足设计要求，非设计工况下喷管出口马赫数与设计值偏差较小。喷管具有较宽的工作域。     

可压缩管流中真实气体效应的理论分析与数值模拟

为研究超燃冲压发动机冷却通道内复杂碳氢燃料的可压缩流动特性及相关影响因素,本文在典型工况条件下讨论了超声速膨胀流中真实气体效应的影响。基于平衡热力学理论,明确了气体动力学基础导数对可压缩流动的关键影响,并从气体动力学基础导数的角度出发考察了多种碳氢燃料在临界点附近的特性。同时,在数值模拟程序中耦合了立方型状态方程以准确描述超临界碳氢燃料的热物性参数。最后,对超临界条件下的二维超声速膨胀流进行了数值模拟,捕捉到了超声速扩张管道流动中马赫数下降的现象并揭示了其相应的物理机制。此外,参考发动机冷却通道内的典型工况条件,系统考察了不同入口马赫数、压力与温度等不同来流条件下真实气体效应的影响规律。     

界面连接多盘转子旋转惯性模型及动力响应特性

针对工作在超临界状态下带有界面连接的多盘转子系统，采用惯性主轴偏斜描述质量分布，考虑各轮盘旋转惯性载荷随转速和弯曲变形变化的特征，建立了高速多盘转子力学模型。在定量描述加工/装配误差和连接结构接触状态影响下各级轮盘质量分布的基础上，探究了转子动力响应及支点动载荷幅值和相位随转速的变化规律。理论模型及仿真结果表明：在超临界状态下，转子旋转惯性力矩会使支点动载荷幅值随转速继续增大；而高转速状态下，连接结构接触状态的变化可能使多盘转子的质量分布发生改变，转子惯性主轴趋近旋转中心线，转子所受的旋转惯性载荷减小，体现出振动突降的响应特征。     

液氮温区二维指向深冷环路热管设计与实验研究

空间二维指向机构与红外探测器配合，有利于实现对空间目标大范围的动态追踪、指向、快速定位等功能。将深冷环路热管（CLHP）与二维指向机构耦合，可以大大降低系统机构的复杂程度，实现远距离热传输，提高探测精度和转向灵活性。为此，设计研制了液氮温区二维指向CLHP。对设计流程和部件参数进行了介绍，通过伺服电机驱动实现了俯仰、偏航±90°以上的转动。通过开展热真空实验，研究了不同工作参数对超临界启动和传热极限的影响。结果表明：所设计的系统具有最大13 W的传热能力，适当提高充装压力有利于提高系统的稳定性和传热能力，增大次蒸发器辅助载荷有助于提高最大传热能力。     

下表面射流的超临界翼型气动性能分析

为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响，采用雷诺平均NavierStokes(RANS)方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行数值模拟。通过比较基准RAE2822翼型与下表面射流翼型的流场，验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏折，增加了翼型的等效弯度，同时加大前缘的吸力峰，从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对RAE2822翼型气动性能的影响规律。结果表明：给定状态下，下表面射流的位置越靠后，动量系数越大，翼型的气动性能越优。下表面射流在α=0°和2°时的最优射流角度为110°，在α=4°时的最优射流角度为160°，且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在0.3～0.6范围内的气动性能。     

SiO2 改性ZrO2 气凝胶高温稳定性

以ZrOCl2·8H2O 为锆源,以环氧丙烷( PO) 为凝胶促进剂制备ZrO2 凝胶,将ZrO2 凝胶置于正硅
酸乙酯乙醇溶液中老化,再结合高温超临界干燥工艺制备了SiO2 改性ZrO2 气凝胶。通过对比ZrO2 气凝胶和
SiO2 改性ZrO2 气凝胶高温结构转变讨论了SiO2 改性对ZrO2 气凝胶高温结构的影响。采用FT-IR、XRD、SEM
和TEM 等分析手段对样品进行高温结构表征。结果表明:采用正硅酸乙酯乙醇溶液老化ZrO2 凝胶后,在ZrO2
凝胶粒子表面形成了一层SiO2 包裹层,这层SiO2 包裹层显著抑制了ZrO2 的扩散、成核和生长过程,高温稳定
性得以显著提高。