用光学干涉方法对液相扩散传质过程的研究

液相中扩散传质过程研究无论对于基础理论还是生产实践都具有重要的意义。但在通常的重力环境中,传质过程不是单因素地由浓度梯度来决定,对流和沉降会对实验研究产生重要的干扰。通过光学干涉技术的应用,实现对于扩散过程中的传质系数进行测量,实验中采用Mach—Zehnder干涉仪对于整个传质过程进行监控并记录相关图像信息。这些图像信息是贯穿在整个实验过程中的连续录像,不同于其它实验记录的静态图像。通过计算这些随时间改变的干涉条纹的变化,就可以推导出传质系数的结果。实验液体选用水／葡萄糖溶液,之后还将进一步将该实验装置搭载TF-1火箭,进行微重力实验,以排除重力产生的影响。     

航空发动机非线性模型实时计算的迭代方法研究

针对航空发动机非线性模型将作为未来机载应用而需要严格实时性的问题,研究了求解模型的迭代方法,综述其历史发展情况,并讨论收敛性问题,同时提出一种改进应用方案,即模型在过渡态仿真时可将上一状态点雅可比矩阵直接应用于下一点计算,能够在典型应用方案基础上直接减少气动热力模型计算次数,从而提高整体模型执行效率.通过实际算例对这些应用方案进行仿真比较与分析,结果表明:①Broy-den秩1法执行效率最高,更适宜用于模型实时计算;②改进应用方案简单、有效,为进一步满足非线性模型的严格实时性要求奠定基础.      

端壁抽吸位置对大转角扩压叶栅流场及负荷的影响

实验研究了低速条件下在端壁近吸力面处进行附面层吸除对某大转角扩压叶栅性能的影响.对叶栅出口截面参数和叶片型面静压进行了测量,并在叶片表面及端壁进行了墨迹流动显示.结果表明,端壁抽吸主要影响了吸力面/端壁角区,重新分配叶片根部负荷.在角区未发生分离的位置开始抽吸可有效推迟叶栅内的角区分离,降低损失,改善叶栅端区流动;而在角区已经发生分离的弦向位置开槽吸气则引起了局部回流,恶化了流场,增加了低能流体的掺混和气动损失.     

马赫数4一级下颔式混压进气道试验

对一种Ma=4一级下颔式混压进气道进行了试验,得到了该类进气道的气动特性,结果表明:①在Ma=3.5,攻角和偏航角为零时,随着出口反压的增加,进气道总压恢复系数先升高后降低,临界状态下进气道总压恢复系数最高;②攻角和偏航角为零时临界状态时,随着来流马赫数的增加,进气道的总压恢复系数呈线性下降趋势;③有攻角或偏航角的状态下进气道的总压恢复系数有所下降;④进气道在由反压引起的不起动过程中具有再起动特性,再起动过程中无迟滞廻路现象.      

高超飞行器内流道激波振荡问题的数值研究及试验验证

采用数值模拟和风洞试验的方法,对吸气式高超声速飞行器盲腔状态的流动特性进行了研究。采用＂双时间步＂方法进行了内外流一体化的非定常数值模拟,利用彩色纹影系统对高超声速飞行器前体流场进行显示,并采用动态压力传感器测得了飞行器内流道的壁面压力随时间的变化。结果表明：盲腔构型在高超声速飞行中会出现周期性的激波振荡现象。数值模拟所得流场变化特征、内流道壁面压力振荡周期和壁面压力变化趋势与试验结果吻合良好。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析

针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向.      

氢氧火箭发动机羽烟紫外辐射参数反演研究

针对氢氧火箭发动机羽烟紫外辐射特性参数分析,提出一种基于紫外CCD(change coupled device)相机采集的单幅辐射图像,同时反演羽烟内紫外辐射源项和吸收系数的方法.该方法将羽烟简化为发射-吸收轴对称介质,通过对辐射图像数据进行Able变换得到三维介质内辐射强度分布,利用最小二乘法将反演问题转化为使计算得到的与Abel变换得到的辐射强度误差最小的最优化问题,然后利用共轭梯度法求解该最优化问题.通过在求解正问题得到的准确值的基础上添加随机噪声,模拟辐射图像数据,分析了测量误差对算法反演精度的影响.结果表明:该算法对测量误差不敏感,能够准确的重建羽烟内的辐射源项和吸收系数分布.      

基于NURBS和梯度法的飞艇形状优化

采用非一致有理样条曲线(NURBS)作为飞艇外形参数化方法、基于梯度的优化方法、飞艇体积作为约束条件、飞艇的阻力系数作为目标函数的优化流程对平流层流动条件下的飞艇外形进行了优化.阻力系数通过求解二维黏性不可压缩流场获得,阻力不但包含了形状阻力也包括了黏性阻力.优化过程以LOTTE飞艇的形状为初始形状,优化的结果表明优化后飞艇的气动性能明显改善,阻力系数有了比较明显的降低.优化的结果也同时证明了该方法适用于飞艇的优化命题.      

基于势函数法的航天器自主姿态机动控制

主要研究存在禁止姿态的航天器自主姿态机动控制问题.首先,给出航天器的动力学和运动学模型,利用四元数描述航天器与机动姿态和禁止姿态的姿态偏差,用相应的欧拉转角描述不同姿态间的距离.为利用势函数完成禁止姿态回避,结合航天器的运动情况设计排斥势函数(RPF)存在条件后,根据禁止姿态最小允许夹角构造一种新的排斥势函数.接着,利...