引入压力梯度的针对角区分离流动的Spalart-Allmaras模型的改进

针对Spalart-Allmaras（S-A）模型在角区分离计算中的问题,将无量纲的压力梯度引入其涡黏性输运方程的生成项,得到了改进的S-A模型.通过对两套含角区分离的低速压气机叶栅进行验证计算发现:与实验结果相比,原始S-A模型所得的分离区偏大,分离区内壁面压力偏低;而改进模型得到了与实验一致的分离区尺寸以及吸力面、压力面压力系数分布等结果.针对S-A模型涡黏性生成项和耗散项的分析表明:引入的无量纲压力梯度有效的识别了角区分离,在分离区内改变了涡黏性的生成、耗散关系,增大了涡黏性,从而缩小了计算所得分离区,同时在主流区保留了原始S-A模型的计算结果,进而带来了良好的改进效果.      

高强太阳光无线能量传输能量供给平台设计

为了满足微小卫星群落编队飞行技术快速发展的需要,设计了一种能量供给平台.该平台中菲涅尔透镜（太阳能聚集装置）收集空间太阳光,并将聚焦光能耦合进光纤束（柔性转向装置）以进行传输和换向.由3个薄透镜组成的透镜组（二次发射装置）将出射光线整合成高强平行光束进行光能传输,将光能以高强太阳光形式无线传输至航天器群落,实现能量供给.该能量供给平台能量收集传输效率可达到70%以上,在提高效率、降低成本方面具有一定的优越性.      

深冷组合循环发动机吸气模态循环分析与设计可行域研究

为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02～0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917～2.64。     

10cm氙离子推力器变推力特性研究

非重力阻尼的连续、快速、高精度补偿是实现重力梯度测量卫星精细重力场测量的关键技术之一,直接影响到整星工程任务的成败。针对重力梯度测量卫星在轨飞行期间对电推进系统宽范围连续变推力能力的应用需求,分析了10cm氙离子推力器推力调节响应特性。在此基础上,通过对阳极电流、励磁电流和阳极流率等推力高敏感响应参量的组合调节,开展了推力调节试验研究,验证了10cm氙离子推力器宽范围连续变推力调节能力,获得了1～20mN范围内的推力调节性能及其变化规律。试验结果表明：在采用地面供电、供气设备条件下,10cm氙离子推力器能够在100～597W的功率范围内实现0.98～20.29mN的推力宽范围调节,比冲175～3500s,推力分辨率优于50μN。研究为建立10cm氙离子电推进系统的推力控制数学模型及调节控制算法奠定基础。     

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。     

膨胀效应对激波/湍流边界层干扰的影响

采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。     

风洞T型冲击三通管道流场特性数值模拟

在24 m跨声速风洞进气管路T型冲击三通连接处和隔板位置,每隔一定时间会出现裂纹,影响了风洞的安全稳定运行。为了解裂纹出现的原因,同时为改进设计提供依据,采用CFD(computational fluid dynamics)对风洞现有三通和优化方案进行了对比。控制方程为三维黏性不可压缩Navier-Stokes方程。结果表明：无隔板时,三通内的流动为最常见的类型,支管内存在3个分离区,在转向过程中形成第1分离区,即马蹄涡;随后是第2分离区,一对反向旋转的旋涡,即Dean涡,及三通顶部壁面形成第3分离区。流场沿y=0 mm和z=0 mm平面基本呈对称分布。有隔板时,流场的左右和上下结构均不对称;在隔板和外侧壁面间的角点形成范围较小的驻涡,在支管内形成不稳定的螺旋状分离涡,致使气流振荡,从而使得三通连接和隔板处管壁出现裂纹。根据上述流态设计了管路优化方案和整流装置,优化后能有效减小或消除分离;其中去掉隔板最简单易行,可以解决裂纹的问题。     

高效湿法缠绕用环氧树脂配方及其复合材料性能

针对高质固体火箭发动机壳体高效的生产要求对不同官能度环氧树脂复配体系的工艺性进行研究,重点开展了多官能团环氧树脂复配体系配方设计及力学性能研究,分别采用DSC(差示扫描分析)、黏度测试进行固化特征温度、固化反应动力学及工艺适用期研究,并最终制备单向层合板及NOL(the Naval Ordnance Laboratory)环进行复合材料性能的测试分析。研究结果表明:三官能度复配的环氧树脂能满足高效湿法缠绕要求。当三官能度的TDE-85质量分数为25%时,综合性能达到最优,适用期仅为120 min,拉伸强度为973 MPa,弯曲强度为115 MPa,玻璃化转变温度高达466 K,较最低值分别提高363%、159%、258%。该树脂体系与纤维匹配性好,复合材料性能优良,NOL环拉伸强度与层间剪切强度分别为256 GPa、744 MPa,纤维强度利用率达766%,适用于固体火箭发动机湿法缠绕成形。     

基于航空煤油重整的SOFC-GT混合动力系统性能

建立了基于航空煤油重整固体氧化物燃料电池-涡轮发动机（SOFC-GT）混合动力系统仿真模型,比较了两种回热方式的重整装置以及不同涡轮布置位置时的系统性能变化,优选出最佳的混合动力系统架构。进一步分析了压气机压比、燃料利用率、燃油流量以及空气流量等运行参数对SOFC-GT混合动力系统性能的影响。研究结果表明：设计点工况下,最佳混合动力系统的发电效率能达到45%,体现出良好的系统性能;当燃料利用率为082时混合动力系统的效率和功率最高;随着燃油流量(0051 1~0058 4 mol/s)的增加,混合动力系统的效率和功率均增加;而随着压气机压比(25~33)或者空气流量(37~44 mol/s)的增加,混合动力系统的效率和功率都减小。     

离子液体微推进技术研究进展

介绍了离子液体推进器的基本结构和工作原理,阐述了粒子发射的限制条件及通常采用的工作模式,总结了该推进器的常见分类形式。介绍了当前广泛应用的一些实验方法和仿真手段,以及针对发射阈值场强、束流散射、多粒子分散效率、推进器长时间工作稳定性等问题开展相关研究取得的进展,对比分析了适合粒子发射的工作环境及相对精确的仿真方法,为推进器的后续设计、工作模式设定及性能评估等工作提供了参考。结果表明：增大推进剂流阻、提高发射极阵列密度是提高离子液体推进器效率和推力的合适手段;利用闭环控制的方法改变发射电压极性、逐渐提高发射电压大小是维持推进器推力大小、提高工作稳定性的有效方法。