空间短时飞行试验工具的应用与展望

空间短时飞行试验是指以探空火箭、气球、亚轨道重复发射工具等为主要实现手段,将待试验对象发射到一定高度,进行科学实验和技术验证的研究方法。对空间短时飞行试验工具的发展历史和应用现状进行综述,对探空火箭、气球、亚轨道重复发射工具在科学观测、新技术试验中发挥的作用进行总结和概括,以NASA飞行机会计划FOP为例,对其在有效载荷技术成熟度评估中的应用情况进行了重点阐述,结合我国空间科学探测和空间技术试验的迫切需求,对空间短时飞行试验工具在我国的应用前景进行了展望和预测。     

变循环发动机对飞机飞行性能影响研究

将飞机气动特性、发动机性能以及进/排气系统安装损失等模块集成为飞机/发动机一体化计算模型。对比分析了带CDFS的双外涵变循环发动机(CDFS VCE)、带FLADE的双外涵变循环发动机(FLADE VCE),以及同时带FLADE和CDFS的三外涵变循环发动机(ACE)和混排涡扇发动机(MFTF)装于不加力超声速巡航战斗机的飞行性能。结果表明,相比于MFTF,安装VCE后,飞机的起飞重量减少3%～4%,且FLADE VCE的性能最佳,ACE次之,CDFS VCE再次之。在亚声速巡航状态,VCE进/排气系统的安装阻力较MFTF显著降低,安装耗油率降低2%～3%;在超声速巡航或超声速盘旋阶段,VCE的性能优势不甚明显。     

三维旋转水平轴风力机流场的PIV试验和数值模拟

通过粒子图像测速仪(Particle image velocimetry,PIV)测量和定常计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)数值模拟相结合的方法,对某三维旋转水平轴风力机模型的流场展开研究。在风洞开口实验段,来流风速为8m/s,针对不同尖速比(λ=4,8)利用PIV技术对风力机叶片的瞬时速度场进行测试。通过定常CFD数值模拟,获得了风力机叶片在相应工况下的流场细节。在8m/s来流风速下,当尖速比大于7.4时,试验测得的风轮扭矩和风能利用率与数值模拟结果趋于一致。尖速比小于7.4时,试验测得的扭矩值低于计算值,其风能利用效率也较低。通过速度矢量分布可以看出,在λ=4时,PIV测得靠近叶根的两个截面S1,S2在叶背有明显的流动分离,CFD结果中仅在S1截面叶背存在流动分离,S2截面叶背存在低速区。在λ=9.8时,PIV和CFD结果均显示叶片绕流流场没有流动分离。尝试采用Gamma Theta转捩模型进行了数值模拟,在考虑了层流影响后,计算所得风轮扭矩更加接近试验值。     

翼吊短舱形式运输机进气道阻力特性分析方法研究

为了解决飞机/发动机一体化设计中进气道阻力确定的问题,以典型带动力装置运输机为研究对象,建立了其三维实体模型,开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同发动机状态的数值计算。根据计算结果,建立了进气系统阻力增量的确定方法,总结了附加前体力与短舱前罩力随捕获面积比、飞行高度、飞行马赫数的变化规律。结果表明:在AGARD-CP-150中的推力/阻力体系划分方法基础上,发动机状态及捕获面积比的改变会引起进气道阻力变化,飞行高度对短舱前罩力及附加前体力系数没有影响。     

多组分液滴自然对流厚交换层蒸发模型及其检验

为发展多组分液体燃料高温蒸发模型,首先以零扩散和无限扩散概念为基础,拓展考虑自然对流的厚交换层高温蒸发模型到多组分液体燃料,提出多组分NC-TEL模型。其次,采用挂滴法对正庚烷-乙醇、正癸烷-乙醇、RP-3航空煤油-乙醇三种混合燃料的单液滴在高温静止和强迫对流条件下的蒸发特性进行实验研究。实验结果显示:混合液滴蒸发速率随温度升高而显著增大,温度越高组分构成比例对液滴蒸发率的影响越明显;本文实验条件下,对流环境对于液滴蒸发的促进作用并不明显。最后,用实验数据检验蒸发模型。模型对比结果显示:总体上,NC-TEL模型优于R-M模型,高温段预测精度平均提升了8%～35%;低温段,零扩散NC-TEL模型与实验结果吻合程度较好,而无限扩散NC-TEL模型与实验结果相比误差略大;高温段,对于正庚烷-乙醇混合燃料液滴,NC-TEL模型预测较为准确,而对于正癸烷/RP-3航空煤油-乙醇混合燃料液滴,NC-TEL模型预测值则偏低,可能的原因是微爆现象和Marangoni现象。     

轴流压气机转子叶尖间隙流动结构的数值研究

为进一步加深对轴流压气机转子叶尖间隙内泄漏流/涡流动结构的认识,针对某台用于高压压气机低速模拟的四级重复级大尺度轴流压气机上的转子,采用定常数值方法开展了详细的研究。首先用已有的试验结果校核了计算方法的可靠性,随后研究了设计点工况下端区复杂流动结构和流动损失的机理,最后比较了无叶尖间隙和不同叶尖间隙大小的轴流压气机转子端区流动结构的差别,以及设计点和近失速情况下叶尖泄漏涡结构、泄漏流/主流交界面、端壁堵塞以及端壁损失的区别。结果表明,在62.5%间隙高度以下的叶尖区域内,从前缘叶尖间隙流出的流体会卷吸成叶尖泄漏涡,且随间隙高度的增加其占据的叶尖泄漏涡的位置由内而外;而在62.5%间隙高度以上,从转子前缘间隙内流出的流体不会卷吸成叶尖泄漏涡,随间隙高度的增加流动受叶尖泄漏涡的影响越来越小,更易出现二次及多次泄漏,且所占据的弦长范围也更宽广;设计状态下,叶尖泄漏涡在向下游发展的过程中会逐步膨胀,并与主流强烈掺混,无量纲流向涡量迅速减小,但无量纲螺旋度值显示其仍能保持集中涡的特征。     

翼吊短舱构型运输机排气系统干扰阻力确定方法研究

在飞机/发动机一体化设计过程中,发动机内/外涵道排气尾流在内涵道中心尾锥、吊挂及相近的机翼机身表面形成的阻力为排气系统干扰阻力,该阻力对升阻极曲线的修正至关重要。然而,国内飞机/发动机设计部门对该阻力的确定方法都没有予以明确考虑,为了解决该问题,本文以某翼吊短舱构型运输机为研究对象,根据前期飞行试验结果,开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同排气系统状态下的数值计算,建立了排气系统阻力增量的确定方法。结果表明,飞行马赫数及发动机状态改变会引起短舱后体及吊挂作用力的明显变化,机翼与机身作用力增量的改变为相对小量,飞行高度对相关阻力系数没有影响。     

反推气流对发动机进口流场影响的数值研究

通过求解三维雷诺平均的Navier-Stokes(N-S)方程,获得了某大型运输机降落滑跑过程中,在不同滑跑速度下的反推气流扰流流场细节.单台发动机反推气流扰流流场的计算结果表明,在任何状态下,反推气流都不会被发动机重新吸入.飞机/发动机一体化计算结果表明:随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大.当相对来流马赫数减小到0.1时,反推气流会被外侧发动机重新吸入,此时,发动机进口截面出现了明显的流场畸变,周向稳态总压畸变指数增加明显.当相对来流马赫数减小到0.05时,两台发动机都会吸入反推气流.当相对来流马赫数减小到0时,反推气流没有被重新吸入发动机,但是反推气流会干扰吸入发动机的自由流,降低自由流的总压,从而也会造成发动机进口的流场畸变.      

太阳辐射对环火段通信链路的影响分析及参数设计

深空探测的上合阶段(superior solar conjunction,SSC)，太阳强辐射成为影响地面站接收噪声温度计算分析的关键性因素之一。针对太阳辐射引起的高传输误码率甚至通信中断问题，以火星探测为例，提出一种定量化计算环火段太阳 地面站 探测器夹角∠SEP的方法，结合角度关系分析了环火段SSC阶段太阳对链路产生影响的原因，重点分析了地面站接收太阳噪声温度与空间链路、空口参数以及天线波束特性之间的关系。研究及仿真试验表明，当天线口径一定时，地面站的接收噪温峰值Tsmax和太阳对地面站的影响时长ti均与通信频率成反比; 在通信频率一定时，Tsmax与天线口径成正比，t_i与天线口径成反比；当天线口径固定为34m时，S频段下的Tsmax高达12830K，是Ka频段下的1.8倍，S频段的ti比Ka频段下的ti表现在∠SEP上延长近0.5°。当通信频率固定为S频段时，70m口径天线与18m口径天线相比，Tsmax高出1920K，但是ti表现在∠SEP上缩短约0.53°。结合太阳辐射对通信链路的影响分析，给出了不同∠SEP下的链路参数设计建议，为火星探测链路中的参数设置提供参考。