多种工质下螺旋波等离子体源波场结构数值模拟

针对螺旋波等离子体放电机理，开展了多种工质条件下的螺旋波放电等离子体内波场结构数值模拟研究。计算发现:氦气等离子体的Er分量在径向边界处的峰值更为突出，有利于等离子体在径向的输运，波电场径向分量决定了电流密度径向分量在内部的表现。在0.266 Pa和1.064 Pa两种气体压强条件下，通过波场结构验证了气压对于波阻尼影响的结论。波场结构是螺旋波在等离子体内传播以及能量沉积的微观体现，研究螺旋波波场结构是揭示其高电离效率的重要途径。初步探索了功率耦合机制，为实验系统优化及实验方案设定奠定理论基础。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。     

高压高速电机通风与散热分析

针对YKS规格的高压高速电机单机容量高、局部温升大等特点,以1台YKS5602 3 000 kW规格的高压高速电机为例,依据电机实际尺寸,建立了电机端部绕组及定转子模型。采用有限元法对流体场与温度场进行了仿真,计算出电机运行时各个通风槽内冷却气体流动情况,并对电机整体进行流固耦合分析,得到高压电机端部绕组及定转子温度场分布。对仿真计算结果分析,并与样机试验数据比较,结果表明:流体场和温度场耦合的方法能够准确地了解YKS电机各个通风槽内的气体流动情况及电机内局部温升分布。     

高精度盘式永磁电机温度分析与研究

以高精度无槽盘式永磁电机为研究对象,建立了电机三维电磁仿真模型。详细分析了该电机反电动势和转矩特性,避免由高次谐波引起的定、转子及永磁体涡流损耗,有效改善了电机的热性能,为进一步研究打下基础。建立了三维温度场仿真模型,分析了热源分布和传热过程,计算了电机在自然散热条件下温度的稳态分布。最后通过电机温升试验,验证了理论分析的正确性与合理性。     

非预混条件下的旋转爆轰燃烧室双波头演化过程数值模拟

针对旋转爆轰燃烧室双波头演化过程中流场结构变化的问题,对非预混条件下的旋转爆轰燃烧室从起爆到形成稳定的双波头过程进行了数值模拟研究。研究结果表明,从起爆到形成稳定爆轰过程,燃烧室主要经历了起爆、爆轰波对撞和稳定爆轰三个阶段；在爆轰波对撞阶段,首次对撞是两个爆轰波间的对撞,由于对撞点处缺少新鲜混合气,从而在对撞结束后衰减为两个压力波。第二次对撞是两个压力波间的对撞,因为在第二次对撞点附近存在新鲜混合气来支撑爆轰波的持续传播,故对撞结束后产生了一个爆轰波和一个较弱的压力波；第二次对撞发生后,燃烧室内的压力波反射叠加并形成局部高压区,此高压区压缩气体使气体温度升高,高温气体引燃混合气后,最终发展成为第二个爆轰波；稳定阶段,两个爆轰波均能稳定自持传播,爆轰波峰面压力可达1.45MPa,波后温度为2500K,爆轰波速度稳定在1738m/s,产生的推力与比冲分别为79.76N和2312.15s；斜激波的存在使燃烧室出口平面流场产生了较大波动。      

一种基于观测站数目最小化的TDOA/FDOA无源定位算法

在三维（3D）运动目标无源定位系统中，无模糊定位最少需要4个观测站。而传统的两步加权最小二乘（TSWLS）及其改进的闭式算法至少需要5个观测站进行求解，当减少一个观测站时，这些闭式算法往往无法提供可靠解。针对这一问题，提出一种最小化观测站数目的到达时间差（TDOA）与到达频率差（FDOA）定位算法。该算法是一种闭式解法并且能够在三维场景下仅使用4个观测站进行定位。该算法分为两步：第1步分离传统的TSWLS算法中未知参数空间，建立了一组新的等式，并且利用加权最小二乘（WLS）算法得到目标位置与速度的初始值；第2步利用泰勒级数展开算法将中间变量线性化，对目标位置和速度初始值进一步校正。理论分析证明了在适当的噪声水平下该算法能够达到克拉美罗界（CRLB）。此外，计算机仿真表明仅使用4个观测站时，该算法对于近场以及远场目标参数的估计精度在测量噪声较小时可以实现CRLB；并且还表明使用5个观测站估计时，该算法比TSWLS及其改进算法能更好地适应大的测量噪声。     

高空发动机试车台矢量推力现场动态校准技术

根据发动机试车台矢量推力现场动态校准需求，通过系统化论证，针对试车台的技术要求及校准需求，解决发动机试车台现场实际使用和实验室校准条件不同造成的附加测量误差、试验台推力无法整体校准等问题。文中提出了利用摆锤式动态力加载装置实现标准矢量力加载的方案，为了验证设计方案的可行性，利用现有的设备研究验证校准方案，通过试验和分析给出了校准不确定度。结果表明：该方案动态性能优异，响应迅速，动态校准不确定度为2.2%，能满足高空发动机试车台矢量推力测试的需求，为后续进一步准确测试矢量推力提供了依据。     

Stability of relative equilibria of the full spacecraft dynamics around an asteroid with orbit–attitude coupling

The full dynamics of spacecraft around an asteroid, in which the spacecraft is considered as a rigid body and the gravitational orbit–attitude coupling is taken into account, is of great value and interest in the precise theories of the motion. The spectral stability of the classical relative equilibria of the full spacecraft dynamics around an asteroid is studied with the method of geometric mechanics. The stability conditions are given explicitly based on the characteristic equation of the linear system matrix. It is found that the linearized system decouples into two entirely independent subsystems, which correspond to the motions within and outside the equatorial plane of the asteroid respectively. The system parameters are divided into three groups that describe the traditional stationary orbit stability, the significance of the orbit–attitude coupling and the mass distribution of the spacecraft respectively. The spectral stability of the relative equilibria is investigated numerically with respect to the three groups of system parameters. The relations between the full spacecraft dynamics and the traditional spacecraft dynamics, as well as the effect of the orbit–attitude coupling, are assessed. We find that when the orbit–attitude coupling is strong, the mass distribution of the spacecraft dominates the stability of the relative equilibria; whereas when the orbit–attitude coupling is weak, both the mass distribution and the traditional stationary orbit stability have significant effects on the stability. We also give a criterion to determine whether the orbit–attitude coupling needs to be considered.     

回流燃烧室流动特性试验

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性，针对某型回流燃烧室单头部试验件，使用粒子图像测速仪（PIV），测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场，以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场，探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大，冷态条件下各截面流场结构基本保持不变，如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致，但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大，流场结构也基本保持不变；相同总压损失系数时，热态流场与冷态流场存在差异，燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响，速度较冷态流动时略微增大。