预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=4~7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。     

小流量多级高负荷轴流压气机设计

以增压比为6的国外某小流量5级轴流压气机为设计原型,在不超过其前3级的轴向长度的条件下,设计了3级轴流压气机,研究其最大增压能力.在采用了正预旋、静子端弯、第2、3级转子叶尖适度斜流等措施后,3级轴流的设计点流量为5.80kg/s,增压比为5.445,效率为0.8272,喘振裕度为11.8%,3级平均级增压比为1.759.研究结果表明:在一定的轴向长度限制下,小流量3级轴流压气机虽可以达到5.5量级的增压比,但其流量特性曲线已经变得很陡峭.      

月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取

研究了一种应用参数化控制求解月球探测器精确定点软着陆最优控制问题的方法。 首 先用约束变换技术将不等式约束进行了近似处理,而后利用若干个分段的常数去逼近最优解 ,再根据强化技术通过时间轴上的变换,将每一段参数的持续时间转变为一组新的参数,于 是最优控制问题被转化为一系列参数优化问题。最后应用经典的参数优化方法即可求得最优 控制函数的一个近似解,通过增加参数个数,重复优化得到逼近连续最优解的参数化解。同 时在优化过程中考虑了制动初始点的选取对结果的影响。仿真结果表明了所提设计方法是简 单、有效的。〖JP〗     

多孔纵向波纹表面气膜冷却效率实验研究

实验研究了开孔方式、主流雷诺数及平均吹风比等因素对某种多孔纵向波纹表面沿程气膜冷却效率的影响规律.实验参数变化范围:基于波长的主流雷诺数120 000～250 000,平均吹风比0.2～2.0.研究结果表明:平均吹风比是影响波纹结构沿程气膜冷却效率的主要因素,在较大的吹风比范围内各方案沿程气膜冷却效率呈波纹状变化趋势;从提高气膜冷却效率角度考虑,平均吹风比小于0.6时,波峰及波峰附近开孔方案较优,波谷及波谷下游附近开孔方案较差.      

带凸肩叶片非线性振动响应分析

基于时频转换的思想,提出了一套利用叶片自由模态求解带凸肩叶片非线性振动响应的方法.该方法消除了原来方法在时频转换过程中存在的一些问题,并考虑了振动过程中接触刚度随正压力的变化,提高了计算效率和结果的准确性,计算结果与试验结果具有很好的一致性,完全能够满足叶片减振设计的工程需要.此外,还分析了自由模态阶数对计算结果的影响,发现当接触面接近自由时,需要少阶的叶片自由模态就能得到准确结果;而当接触面接近粘滞时,需要较多阶的模态才能得到准确响应.      

基于Agent模型的机场网络延误预测

准确可靠的机场网络航班延误预测是科学认知空中交通运行态势,动态精准实施国家空域系统容流协同调配策略的重要依据。提出了基于Agent的机场网络延误模型,表征机场网络系统中各元素及子系统间的交互作用下的延误特征涌现。针对机场节点动态容量、预计起飞时间、最小飞行与周转时间等Agent模型中的关键参数,适应性选用了贝叶斯估计、模糊k近邻等数据挖掘方法建立参数模型,并采用2015—2017年全美历史航班和气象数据进行训练学习。为综合评价模型性能及泛化能力,选取全美2018年3个不同延误程度的典型日进行测试。实验结果表明,在全美34个核心机场组成的网络中,各节点在4小时预测区间内延误最大误差不过27.9 min,其中约80%的节点误差小于5 min,验证了所提延误预测模型在时空范围内的准确性和稳健性特征。另外,通过与其他模型对比,展示了本模型优良的延误预测性能。     

带末端攻击角约束连续有限时间稳定制导律

针对制导武器末端攻击角约束与末端弹道尽可能平直的要求,应用有限时间控制方法,设计了具有末端攻击角约束的连续有限时间稳定制导律,使闭环制导系统在有限时间内视线角速度收敛到零和视线角收敛到期望值。通过非线性控制系统的有限时间稳定齐次性理论对该制导律进行了分析,证明了闭环制导系统的视线角速度和视线角全局有限时间稳定特性,并基于有限时间Lyapunov稳定性理论给出了闭环制导系统有限停息时间的表达式。在实例应用仿真中,比较了该制导律与最优制导律的制导性能,检验了该制导律在不同作战任务下的制导效果。仿真结果证实了该制导律的有效性和鲁棒性。     

航空发动机滑片泵数值模拟

利用计算流体力学软件Star-cd二次开发功能模拟了某一航空发动机滑片泵的内部流场,分析了计算中是否引入空化模型对计算结果的影响,以及滑片泵定子和滑片间隙大小对滑片泵性能的影响,预测了不同工况下,滑片泵内出现空化的位置和区域大小.计算结果表明:由于滑片泵叶片转动,从而引起空化区域范围的缩小和增大,泵油量也相应地增加和减小,使得滑片泵进口瞬时流量较为平稳,而出口瞬时流量有较大的脉动,进、出口周期平均流量与计算总平均流量的误差小于1.5%,计算总平均流量与该滑片泵样件的台架实验测试结果之间的误差小于3%;滑片泵转子叶片与定子壁面间隙增大,泄漏量增加,滑片泵的平均流量减小;间隙为0.07mm的滑片泵计算总平均流量相对于间隙为0.02mm的计算总平均流量减小3.1%.从计算结果可以推断,滑片泵的进口流道应与吸油腔正对,可以减少进口流道内空化区域和流动阻力.      

旋翼下洗和排气方向对直升机红外特征的影响

采用数值模拟方法,对旋翼下洗作用下的热喷流流动特征进行了研究,分析了旋翼下洗速度和排气喷口方向等因素对直升机红外辐射特征的影响.结果表明:热喷流在不同的排气方向下受到旋翼下洗的影响存在较大的差异,当喷口向上排气时,热喷流在旋翼下洗作用下的偏转能够形成对后机身表面的撞击,致使后机身温度升高;喷口向上排气旋翼下洗速度为10m/s时的固体红外辐射强于无旋翼下洗情形,对于喷口斜向上45°排气和侧向排气,随着旋翼下洗速度的增加,红外辐射强度均呈现逐渐降低的趋势;喷口排气方向对直升机红外辐射强度空间分布的影响十分显著,喷口斜向上排气时在顶向和侧向的红外辐射强度基本相当,而喷口向上或侧向排气,在某些探测方位存在局部很高的红外辐射强度.      

直升机发动机舱通风、遮挡和隔热对红外辐射特性的影响

为了降低直升机发动机舱蒙皮的温度,减弱直升机红外辐射能量,采用数值仿真的方法研究其处于悬停状态、考虑了旋翼下洗作用的发动机舱蒙皮温度场和直升机红外辐射特性.针对基准发动机舱结构提出了在舱内加设辐射遮挡套、增开通风百叶窗、排气管尾缘修型和蒙皮内侧敷设隔热层等改进方案,研究了上述改进方案对直升机发动机舱蒙皮温度场和红外辐射特性的影响,得到了如下结论:①在发动机舱内加设辐射遮挡套后,整机侧向探测方位角内3~5μm红外辐射强度出现了约25%的增幅,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.②在发动机舱顶部增开通风百叶窗,直升机3~5μm红外辐射低于原始结构约12%,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.③在发动机舱顶部增开通风百叶窗的基础上,对排气管尾缘采取延伸遮挡以及在发动机舱蒙皮内侧敷设隔热层,整机3~5μm波段红外辐射的最大值下降约70%,8~14μm波段红外辐射的最大值下降约10%.