微通道气体单相流动特性的数值分析

微通道是各种微系统结构中一个基本的组成部分.考虑了可压缩与粘性加热的影响, 针对氮气在3种不同尺寸的微通道(水力直径范围:30～3 000μm)内的流动特性进行了数值研究.分别就不同尺寸、不同雷诺数(Re)下压力降、摩擦因子和摩擦常数的规律进行了研究, 着重考察了长径比、入口段出口段影响、可压缩性影响及粘性加热影响.计算分析揭示出转捩雷诺数提前, 在300μm管道转捩雷诺数提前到1 200附近.      

带等宽度平直斜楔的非对称来流短隔离段实验

为了提高超燃冲压发动机隔离段耐反压能力以及缩短隔离段长度,设计了一种带等宽度平直斜楔的隔离段,斜楔放置在隔离段进口下壁面厚附面层一侧,在Ma=1.98非对称的隔离段进口来流条件下完成吹风实验.实验结果表明,隔离段加等宽度平直斜楔后可在相同的反压下使激波串相对长度从13.87缩短至11.12,比基准隔离段激波串长度缩短了19.8%.同样的隔离段加斜楔后能够承受的最大反压从来流静压的3.55倍上升到3.85倍,提高了8.45%左右.      

一种带抽吸狭缝的新型短隔离段数值研究

为了缩短超燃冲压发动机隔离段长度以及提高它的耐反压能力,采用数值模拟方法研究了一种带抽吸狭缝的新型短隔离段,获得了隔离段的缩短程度以及耐反压能力提高的程度。结果表明,通过流向狭缝抽吸隔离段角流区内的低能附面层,可不降低隔离段耐反压能力而将其长度缩短30%左右。同一隔离段采用狭缝抽吸后,能够承受的最大反压从来流静压的3.46倍上升到3.74倍,提高了8%左右。合理的狭缝位置应在厚附面层一侧的隔离段前部角流区内,前倾角对隔离段性能的影响呈非线性特征,抽吸背压在亚临界范围时对隔离段性能的影响较明显,而在超临界范围时的影响则不明显。     

氙离子推力器阳极工质分配方式优化

使用两种数值方法研究微尺度下惰性气体的流动现象,验证表明壁面速度滑移条件的N-S（Navier-Stokes）方法能够较好地模拟离子推力器气体分配环内工质流动特性.为了降低氙工质注入放电室过程中气流速度,并改善其周向均匀性,针对现有气体分配环构型提出符合4级环切场离子推力器放电特性的改进方案:增加2级供气通道,进行双侧45°角开孔并增加气孔数目.数值计算表明:结构优化后氙气进入放电室周向均匀性提高37%,气流速度降低32%;推力器装配优化方案气体分配环进行实验,大束流工况下束离子电离能耗自183W/A下降至167W/A,离子推力器放电室性能得到了提高.      

竖直平板Blasius流层流边界层流动与传热耦合解

对考虑辐射传热、流体黏度随温度变化、有和无滑移边界条件下的可渗透竖直平板Blasius流层流边界层的无量纲速度场与温度场进行了深入研究.经相似变换将描述速度场与温度场耦合的偏微分方程组转换成非线性常微分方程组,用Runge-Kutta法对常微分方程组进行了数值求解.研究了无量纲参数对无量纲速度场及温度场的影响,着重分析了滑移边界条件下速度和温度随无量纲参数的变化规律.结果表明:吸入时边界层变薄,喷注时边界层加厚;对比于无滑移边界条件,滑移边界条件下速度、温度边界层变薄;随着变黏度参数a或喷注与吸入参数的增大,壁面摩擦因数、局部努塞尔数Nu增大,速度和温度边界层变薄;随着普朗特数Pr、热辐射参数R的增加,或毕渥数Bi,布林克曼数Br的减小, 温度边界层变薄.      

基于壁面滑移修正的凝胶推进剂流变本构方程

为了调研壁面滑移现象对凝胶推进剂管道流动的影响,对凝胶推进剂及3种模拟液在直圆管中的流动进行了研究。对直圆管流动实验采集的流动数据进行壁面滑移修正,得到了壁面滑移速度公式。构建了考虑壁面滑移修正的幂律本构方程,计算出考虑滑移速度的沿程阻力系数和广义雷诺数及二者的关系。采用PIV实验并结合数值仿真,得到管道输送过程中的真实内流场速度分布以及壁面有滑移和无滑移的速度剖面图。研究表明:经过壁面滑移修正可见推进剂及模拟液幂律本构方程是唯一的;通过沿程阻力系数的计算和管道内流场PIV实验两方面验证了所用修正方法和所建流变本构方程的正确性和适用性。      

一种缩短隔离段简易措施的实验研究

为了提高超燃冲压发动机隔离段耐反压能力以及缩短隔离段长度,设计了一种带等宽度平直斜楔的隔离段,斜楔放置在隔离段进口下壁面厚附面层一侧,在M1.98非对称的隔离段进口来流条件下完成吹风实验。实验结果表明,隔离段加等宽度平直斜楔后可在同样的反压下使激波串相对长度从13.87缩短至11.12,缩短了2.75。同样的隔离段加斜楔后能够承受的最大反压从来流静压的3.55倍上升到3.85倍,提高了8.45%左右。     

动压轴承流固界面非一致滑移流动分析方法及分布特征

为解决机载大过载、大偏心下动压轴承微间隙变尺度流动的分析问题，在推演局部剪应力计算滑移速度方程基础上，建立了剪应力方程、滑移修正雷诺方程、弹流润滑气膜厚度方程耦合迭代的界面非一致滑移流动分析方法。对比研究了非一致滑移模型与传统模型滑移流场的差异，以及周向非一致滑移速度演化规律，结果表明：非一致滑移模型可以获得与局部克努森数更相符的滑移速度分布，局部滑移对气膜压力的最大影响为10.6%，气膜压力分布数值与实验结果符合度好；随轴承数和偏心率增大，箔片侧与轴面侧依次出现滑移，滑移区域沿周向从最小气膜厚度处周向扩张且滑移速度不断增大，轴面侧滑移区域面积比箔片侧大，最高约为箔片侧的2倍。     

疏水微槽道内层流减阻的实验研究

研究了光滑和带有横向凹槽结构的疏水微槽道内层流的流动特性和表面滑移效应。在硅片上加工了矩形截面微槽道,利用十八烷基三氯硅烷（octadecyltrichlomsilane OTS）在槽道内壁形成疏水薄膜。实验结果表明在光滑疏水微槽道内的水流压降比无滑移条件下的理论值减少8％。对于侧壁带有凹槽结构的疏水微槽道,流动阻力可以降低10％～30％。笔者采用micro—PIV测量得到的壁面表观滑移速度约为槽道中心速度的8％,滑移长度约为2μm。实验结果与滑移壁面条件下三维槽道内层流的解析解吻合,同时得到了带有凹槽结构的疏水微槽道内的流速分布。     

非对称来流下带斜楔的短隔离段数值研究

为了提高超燃冲压发动机隔离段耐反压能力以及缩短其长度,设计了一种带斜楔的隔离段,斜楔放置在隔离段进口下壁面,对其进行了三维数值模拟,获得了带斜楔的隔离段耐反压能力特征以及缩短程度。通过数值模拟发现,隔离段加斜楔后能够承受的最大反压从来流静压的3.46倍上升到3.73倍,提高了7.8%左右。斜楔放置在厚附面层一侧更能改善隔离段耐反压性能。还发现加斜楔后可在进出口压比相同的情况下,将长度减小35%左右。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。