自耦合射流激励同向气流掺混的数值研究

针对同向两股气流掺混的某一特定物理模型,对自耦合射流作用下的气流掺混过程进行了数值模拟研究以揭示激励参数对于同向两股气流掺混的影响.与未施加自耦合射流激励的掺混过程相比,自耦合射流周期性的吹/吸诱导流场内产生复杂的大尺度涡系结构,使得同向两股气流形成对流型混合,有效缩减了主流核心区长度;随着自耦合激励器驱动频率和驱动振幅的增大,自耦合射流出口附近的涡强度增强,同向两股气流掺混效果得到有效改善.      

压电驱动自耦合射流冲击冷却特性的实验

利用热线风速仪测量了二维狭缝自耦合射流的速度和湍流度变化,获得了激发器输入电压、频率对自耦合射流的影响规律,获得了激发器的最佳激励电压和频率值;并将自耦合射流应用于冲击换热,通过红外热像仪得到了不同加热功率下加热靶板对流换热系数分布。实验结果表明:(1)在冲击间距比小于20时,射流处于发展区内,冲击冷却效果较差;(2)冲击间距比大于20以后,射流完全形成并趋于稳定后,冲击靶板的换热效果较好;(3)但由于射流速度随着距离增大而衰减,换热效果在冲击间距比为80时达到最佳。      

非均匀横流作用下冲击射流冷却的数值研究

运用数值计算的方法对非均匀横流作用下冲击射流冷却的流动和传热过程进行了三维数值研究,揭示出射流冲击孔和横流孔相对排列方式、射流雷诺数和横流雷诺数相对大小、射流孔中心至横流孔出口截面距离等因素对冲击射流冷却流动传热特性的影响。结果表明:若保持总的冷却流量不变,当横流雷诺数与射流雷诺数之比等于或大于0.5后,有横流时的冲击射流冷却局部努塞尔数比无横流时有较为显著的下降;在非均匀的横流作用下,对于叉排和顺排方式,由于射流和横流的相互作用,壁面温度分布呈现出复杂的特征;射流孔和横流孔呈顺排布置时,峰值努塞尔数所对应的射流驻点区向下游偏移。      

基于特征空间变换的运载火箭Pogo模型降阶方法

针对运载火箭Pogo状态空间模型存在维数高和奇异性的问题,开展了 Pogo模型的降阶方法研究.基于特征空间变换理论,导出了一般形式的Pogo状态空间模型的解耦形式.该形式与推进系统和结构系统的模态频率相对应,从而通过模态截断或保留感兴趣的模态实现有效的模型降阶.同时,还给出了降阶方法的实数运算公式.在两种不同型号推进系...     

亚声速外流与流体振荡器射流流场干扰研究

为了探究不同外流马赫数条件下,流体振荡器出口振荡射流与外流耦合的流动特性,通过非定常仿真方法研究了流体振荡器入口条件为落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)为1.5、3,外流马赫数分别为0、0.2、0.4、0.6、0.8时的三维瞬态流场,分析了外流对流体振荡器内部振荡特性的影响,以及流体振荡器出口...     

无刷直流电机的模型预测与反演控制

为提高永磁无刷直流电机的控制精度、负载工作能力和响应速度，分析了电机的电气特性与机械特性，建立了连续时间系统下状态空间形式的电机模型，得到了电机转角、转速受控变化的规律;在离散时间控制系统中，采用了状态转移模型预测和估计系统误差，根据电机转动规律反演控制指令，提出了一种基于模型预测与反演，对电机转速、转角进行独立/联合控制的方法;在考虑工程实际应用中电机存在参数、测量等误差的情况下，与PID控制、滑模控制方法进行了负载情况下典型工况的对比仿真。仿真表明:所设计的控制器具有较好的控制精度、响应速度和鲁棒性。     

天文观测卫星动中探测机动测试系统设计

天文观测卫星普遍采用动中探测模式开展空间探测任务。为了实现动中探测姿态机动模式的地面有效验证，设计了整星机动集成测试方案。设计惯性空间基准的地面动力学仿真，满足惯性空间扫描仿真；设计整星各分系统间高精度时间统一系统，为整星机动测试提供统一基准；基于STK与Matlab接口模块，设计基于实时遥测数据的可视化判读系统，可提高测试判读实时性与准确度。整星测试结果表明，该方案有效验证了动中探测任务中姿态机动功能的正确性和指标符合情况，为开展整星地面测试和在轨应用提供了参考。     

Effects of stability margin and thrust specific fuel consumption constrains on multi-disciplinary optimization for blended-wing-body design

Blended-Wing-Body(BWB) configuration, as an innovative transport concept, has become a worldwide research focus in the field of civil transports development. Relative to the conventional Tube-And-Wing(TAW) configuration, the BWB shows integrated benefits and serves as a most promising candidate for future ‘‘green aviation". The objective of the present work is to figure out the effects of the stability margin and Thrust Specific Fuel Consumption(TSFC) on the BWB design in the framework of Multi-Disciplinary Optimization(MDO). A physically-based platform was promoted to study the effect static stability margin and engine technology level. Low-order physically based models are applied to the evaluation of the weight and the aerodynamic performance. The modules and methods are illustrated in detail, and the validation of the methods shows feasibility and confidence for the conceptual design of BWB aircrafts. In order to find out the relation between planform changes and the selection of stability and engine technology level, two sets of optimizations are conducted separately. The study proves that these two factors have dominant effects towards the optimized BWB designs in both aerodynamic shapes, weight distribution, which needs to be considered during the MDO design process. A balance diagram analysis is applied to find out a reasonable static stability margin range. It can be concluded that a recommended stability margin of a practical BWB commercial aircraft can be half of that of a conventional TAW design.     

基于能量等效的直齿锥齿轮时变啮合刚度计算

针对直齿圆锥齿轮啮合刚度的计算问题,从微元思想出发,将变截面齿廓划分为若干等截面微段齿段,基于能量等效建立微段齿段啮合刚度计算模型,并利用积分方法获得单齿啮合刚度。此外,基于力平衡和变形协调条件进一步提出了齿轮时变啮合刚度计算模型,同时根据几何关系导出了相应传动误差计算式。利用有限元分析对解析计算模型进行了验证,并分析了误差来源。结果表明:利用该模型不仅能够将直齿锥齿轮啮合刚度计算精度保证在2%以内,还达到了快速求解的目的。      

U型脉冲爆震燃烧室的点火起爆工作特性试验研究

为了缩短脉冲爆震燃烧室轴向长度,开展了气液两相U型脉冲爆震燃烧室（U-PDC）点火起爆特性试验研究。试验时采用火花塞点火和热射流点火,且点火能量可调。研究结果表明,两种点火方式均可实现U-PDC工作频率10~30Hz稳定工作,且DDT时间随工作频率提高而缩短,在5~11ms之间。此外,实现U-PDC稳定工作时,热射流所需的点火能量为0.05J较火花塞点火能量1J更低,并且热射流点火DDT距离更短,约718mm,起爆位置距来流入口的轴向距离约280mm,缩短了起爆所需的轴向长度,有利于工程应用。但是,进一步提高热射流点火能量,其DDT距离无明显变化。