基于气动斜坡的超燃冲压发动机双燃烧室方案研究

为提高超燃冲压发动机工作稳定性,提出了基于气动斜坡的超声速燃烧冲压发动机双燃烧室方案,该方案属于高超声速飞行器动力装置新方案。超燃主燃烧室采用基于气动斜坡的燃料喷注方式,并以小型燃气发生器作为亚燃燃烧室布置于气动斜坡喷嘴下游。超声速来流空气经进气道分流,96%左右进入超燃主燃烧室,4%左右经燃料电池驱动的离心式压气机增压后进入亚燃燃烧室。亚燃燃烧室在富油工况下工作,其出口布置在超燃主燃烧室气动斜坡喷注模块的下游(距气动斜坡第1排喷孔10倍喷孔直径处),此模块在主燃烧室中高效、低损失地形成流向涡。亚燃燃烧室喷流位于流向涡之后,起到点火、增强掺混和稳定火焰的作用。在直连式试验台上进行了该方案燃烧室部分的燃烧试验,结果表明:该方案成功实现了碳氢燃料大当量比范围内的稳定燃烧,以燃料比冲为评判标准,初步证明了该方案的可行性。     

涡轮叶顶间隙自适应控制的研究

为了达到减小涡轮叶片叶顶间隙泄露的目的,应用数值模拟并辅之试验的方法对叶顶间隙泄漏流动形成机理、涡轮自适应叶顶喷气控制机理及其对间隙流动的控制作用进行了研究。在此基础上,着重研究了进口位置、出口位置、喷气孔直径等自适应叶顶喷气孔参数以及叶顶间隙大小,对叶顶喷气效果的影响规律。结果表明:自适应叶顶喷气孔进口位置对叶顶喷气性能影响不大;出口位置在叶顶中部,靠近压力面时,叶顶喷气效果最佳;喷气孔直径为2mm(d/H=4.8%相对叶高)时效果较好;叶顶间隙越大,叶顶喷气效果越差,当间隙取到2mm(t/H=4.8%相对叶高)时,叶顶喷气已经失去控制间隙泄漏的作用了。     

采用近似边界求解壁板颤振的CBS有限元算法

为了简化Euler方程求解壁板颤振问题,将近似边界条件成功地推广到CBS(characteristic-based split)有限元方法求解壁板颤振领域,把运动壁面的影响转化为Euler方程的边界条件,避免了对动网格的处理.通过对近似边界方法、动网格方法以及3阶活塞理论的数值模拟结果进行对比发现:首先,加载近似边界的CBS有限元方法操作非常简便,且模拟结果与动网格方法完全吻合;其次,Euler方程可以准确捕捉到壁板前后两端不光滑尖点所引起的压力突跳,而3阶活塞理论则无法做到;最后,采用近似边界的CBS有限元方法在求解无黏可压缩流动中细长体小变形的流-固耦合问题上具有潜力和优势.      

压力面小翼对涡轮叶栅不同间隙下流场影响的实验

对某涡轮叶栅加装不同宽度的压力面小翼对叶栅间隙流场的影响进行了实验研究,详细测量了间隙高度为0.5%h,1%h,1.5%h时叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况.通过实验结果分析得出:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流动加剧,泄漏涡增强,叶栅总损失增加,同时使上通道涡的强度减弱;压力面小翼在间隙高度为0.5%h时对间隙泄漏流动的控制效果较好,宽度为0.4倍当地叶片厚度的压力面小翼能使叶栅总损失降低18%.间隙高度为1%h时,0.3倍当地叶片厚度的压力面小翼效果最佳,使叶栅总损失降低10.37%.间隙高度为1.5%h时,压力面小翼对间隙泄漏流动基本没有影响,但在一定程度上降低了叶栅总损失.      

一种补偿惯性平台基座不水平的转位算法

针对静基座平台系统调平进行了研究, 详细分析了四轴平台系统台体坐标 系、框架坐标系及基座坐标系间的空间关系,推导出了台体不同位置调平时框架角间的 关系,设计了补偿平台基座不水平的转位方法。当基座不水平角度较大时,通过该方法 可将平台直接转位至调平角度附近,不需经过粗调平便可直接进入精调平,从而可以使 平台系统的工作过程得到简化,对于提高平台的任意位置转位及自标定、自瞄准效率有 重要意义。     

齿轮轮齿接触分析的分解算法

提出了齿轮轮齿接触分析算法——分解算法。传统的轮齿接触分析方法求啮合点时需要求解含5个非线性方程的方程组,求解性差;齿面接触和边缘接触的数学模型不同,需要分别进行求解,求解过程复杂。轮齿接触分析算法——分解算法,提出了瞬时共轭啮合线的概念,可有效分离传动误差,得到啮合点、瞬时接触线,求啮合点时非线性方程的个数由5个减少为2个。分解算法建立的数学模型也适用于边缘接触分析,算法简单、有效、适应性强。以一对弧齿锥齿轮为例, 对比分析了传统方法和分解算法, 结果表明: 齿面部分的印痕是一致的,传动误差幅值相差0.3″;边缘接触部分的印痕存在少许差异。      

一种飞行器弹性新型控制方法研究

针对新一代飞行器长细比增加和结构复杂等特征带来弹性频率变低、预示精度差的现象,提出了一种新型弹性控制方法,解决了传统弹性滤波方法带来的控制系统稳定裕度严重不足、机动能力弱的难题。该方法基于扩维Kalman滤波算法建立了系统方程和输出方程,并进行了仿真。仿真结果表明,能够实现刚体信息的快速提取,而且系统滞后小,能大幅提升飞行器作战边界和控制精度。     

Mg-O_2和Mg-CO_2预混气燃烧特性及热声振荡的数值模拟研究

基于金属镁在高超声速飞行器及火星探测器上的应用,为探讨金属燃料在不同氧化剂环境中的燃烧特性及热声不稳定性机理,开展了数值模拟研究。考虑镁蒸气与O_2和CO_2两种氧化剂的剧烈反应区,构建了预混燃烧的二维燃烧室模型,详细探讨了预混气当量比、预混气初温及入口速度等对燃烧特性及热声振荡特性的影响规律,并与CHEMKIN计算结果进行了比较分析。结果表明,较高的当量比下燃烧室的燃烧速率更快,燃烧平衡温度更高,此外增加预混气初温能加快燃烧室燃烧速率,而更高的入口速度会使燃烧室的压力振荡从低频高振幅振荡向高频低振幅振荡转化。燃烧室的压力振荡同时存在轴向振荡和径向振荡,振荡曲线为高频振荡和低频振荡的不同组合。入口速度对燃烧室压力振荡有较大影响,入口速度越快,振荡频率越高,而声压级越低。此外,预混气当量比和预混气初温对燃烧室的压力振荡也有一定影响。     

高功率螺旋波等离子体诊断试验研究

高功率螺旋波等离子体源作为可变比冲磁等离子体发动机(Variable Specific Impulse Mag-netoplasma Rocket,VASIMR)的第一级,其参数直接影响发动机的性能。为提高螺旋波源的等离子体密度和工质电离率,以4kW螺旋波等离子体源为研究对象,利用射频补偿Langmuir探针诊断等离子体的离子密度和电子温度。试验结果表明,在强磁场条件下,随着功率的升高,螺旋波等离子体源内部共出现两次放电模式转换,最终进入了螺旋波放电模式。在达到螺旋波放电模式后,羽流区域的等离子体密度超过1×10~(12)cm~(-3),初步评估,放电天线区域的离子密度超过2×10~(14)cm~(-3),离子密度在放电管中心区域较高,沿径向逐渐降低。研究结果为30kW磁等离子体发动机的研制提供依据。     

密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析

将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析。研究结果表明:(1)基于密切凸、凹激波外锥流场的乘波体乘波压缩面、出口截面压力分布、激波形状(ICC曲线)均与设计吻合,最大偏差小于5%,说明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的;(2)利用宽高比为0.5的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力的理论解与数值解偏差可控制在1.6%以内,而宽高比为2的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力偏差可控制在4%以内。