高超声速飞行器界面多相催化数值研究进展

随着未来临近空间高超声速飞行器高速度、长航时新需求的提出,飞行器高温流动与热防护系统相互作用凸显,引发极端力学、热学条件下气固界面多相催化等高温界面效应。回顾了高超声速飞行器中界面多相催化理论建模和数值研究历程,重点综述了界面多相催化的给定速率系数模型、含微细观特征的唯象模型、基于微观理论模拟的跨尺度模型的研究进展。总结了作者团队在飞行器界面多相催化效应建模、机理和应用相关方面的研究结果。结合未来飞行器减重、增程、保形的设计需求,进一步提出了国内后续研究的重点方向,以期支撑热防护系统轻量化、低冗余设计。     

船舶柴油机智能控制技术研究进展

船舶柴油机智能控制技术是将人工智能算法引入到船舶柴油机控制领域,提高复杂时变非线性系统的控制性能。重点针对基于智能控制算法设计的柴油机子系统控制器研究和基于非线性模型预测架构的柴油机在线性能优化研究,对船舶柴油机智能控制技术的研究现状和进展进行了综述,并分析了此研究领域所涉及的主要理论和方法。根据船舶柴油机智能控制不同应用需求,重点介绍了智能控制方法在船舶推进柴油机新型燃烧、复杂气系统、转速跟踪等控制问题中的应用,分析了智能控制方法的优缺点,讨论了在船舶柴油机控制领域中智能控制技术的未来研究方向和面临的挑战。     

爆轰胞格尺寸的统计分析

爆轰胞格尺寸作为可燃系统的本征值,可用来确定爆轰传播时的临界尺寸,比如直管传播时的临界管径、管道突扩时的临界尺寸等。然而,该尺寸的测量具有较强的主观性。为了减少人工测量带来的不确定性,文章采用两种统计方法:概率密度函数法和自相关函数法,对数值模拟得到的不同规则程度的爆轰胞格进行了统计分析。爆轰胞格的不规则程度采用单步反应的活化能来体现。当活化能较低时(Ea=15),胞格较规则,两种统计方法得到的胞格尺寸较一致。随着活化能的增加(Ea=20),胞格开始不规则,两种统计方法也开始出现偏差。当活化能进一步增加(Ea=25、27),胞格极不规则,开始出现横波的合并,两种统计方法得到的结果出现较大的偏差。这是由于概率密度法处理爆轰波阵面三波点规则时,没有考虑迹线上能量的分布,而自相关函数法根据三波点上的涡量值对胞格尺寸进行统计分析,因此,该方法得到的爆轰胞格尺寸比概率函数法更能真实体现可燃系统的爆轰特性。     

类ATLLAS-M6运输机气动布局分析与设计

根据德国宇航中心设计的ATLLAS-M6运输机的气动布局特点,利用基于类型函数和形状函数的CST方法对其进行了参数化建模,并初步计算分析了该外形的主要气动特性,包括配平特性、静/动稳定性以及控制面的控制效率等。研究结果表明,类ATLLAS-M6的气动性能基本满足高超声速运输机的设计要求,其气动布局方案是可以借鉴的。在此基础上,将进一步考虑运输机结构重量、热防护性能等对布局的约束,对其外形进行多学科优化设计。     

Blade bowing effects on radial equilibrium of inlet flow in axial compressor cascades

The circumferentially averaged equation of the inlet flow radial equilibrium in axial compressor was deduced.It indicates that the blade inlet radial pressure gradient is closely related to the radial component of the circumferential fluctuation (CF) source item.Several simplified cascades with/without aerodynamic loading were numerically studied to investigate the effects of blade bowing on the inlet flow radial equilibrium.A data reduction program was conducted to obtain the CF source from three-dimensional (3D) simulation results.Flow parameters at the passage inlet were focused on and each term in the radial equilibrium equation was discussed quantitatively.Results indicate that the inviscid blade force is the inducement of the inlet CF due to geometrical asymmetry.Blade bowing induces variation of the inlet CF,thus changes the radial pressure gradient and leads to flow migration before leading edge (LE) in the cascades.Positive bowing drives the inlet flow to migrate from end walls to mid-span and negative bowing turns it to the reverse direction to build a new equilibrium.In addition,comparative studies indicate that the inlet Mach number and blade loading can efficiently impact the effectiveness of blade bowing on radial equilibrium in compressor design.     

空间探索用梯度密度气凝胶的合成与应用进展

气凝胶是空间探索领域的关键功能材料.系统介绍了单一密度气凝胶和梯度密度气凝胶材料的分类、合成方法、复合工艺、特殊性能及其在空间探索领域的应用.其中,梯度密度气凝胶材料的合成是国际上的技术难点,笔者结合自身研究将其复合方式分为早期方法、分层粘贴法、逐层凝胶法和梯度溶胶共凝胶法,揭示了梯度气凝胶应遵循由单位深度的低差异到高...     

凹腔火焰稳定器回流区稳焰机理

借助凹腔火焰稳定器模型的数值计算结果研究了高总焓超声速流条件下凹腔火焰稳定器回流区中可能存在的稳焰机制。研究表明,高总焓来流条件下凹腔火焰稳定器回流区中至少存在着三种稳焰机制：回流区燃烧机制、回流区点燃机制和回流区整流机制。三种稳焰机制分别利用了高焓来流条件下回流区的三种不同特性：回流区燃烧机制利用了回流区的混合特性;回流区点燃机制利用了回流区的高温特性;回流区整流机制利用了回流区的阻流特性。计算结果表明,三种稳焰机制都有可能成为凹腔火焰稳定器回流区中起主导作用的稳焰机制。     

基于通流方法的某涡喷发动机整机数值仿真

采用轴对称方法对带有黏性力的三维Euler方程组进行降维，利用时间推进方法求解，得到适用于航空发动机整机计算的准三维数值仿真软件，并对某涡喷发动机整机进行设计点和非设计点数值模拟。首先，对地面静止状态节流特性进行研究，将计算结果与试验数据对比可知：推力的最大相对误差为-5.1%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+4.8%，相对转速为95%时，单位燃油消耗率最低；其次，获取了飞行马赫数为0.7工况下的高度特性以及飞行高度为3 km工况下的速度特性，将计算结果与设计参数对比可知：对于高度特性，推力的最大相对误差为-4.61%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+5%，对于速度特性，推力的最大相对误差为-5.83%，单位燃油消耗率的最大相对误差为+5.92%；再次，分别对压气机/涡轮进行部件模拟，预测了发动机的共同工作线；最后，对发动机设计工况下的流场以及气动参数的展向分布进行了分析。     

母线对扩缩管传热强化影响的计算研究

采用二维轴对称不可压缩N-S方程,利用有限体积方法和SIMPLE算法,对不同母线型式的扩缩管对流换热特性进行了数值模拟.在给定入口速度、温度型线的条件下,分别研究了层流和湍流状态下均匀、线性、抛物线等三种典型入口型线对对流换热性能的影响.探索了不同母线型式对传热强化的影响,得到了对流换热随母线形状的变化规律.在给定的状态中得到了一个比较适当的母线外形,使得扩缩管的传热性能有所优化.     

多块网格计算跨音压气机带叶尖间隙流场

开发了三维数值模拟程序研究轴流跨音转子叶尖间隙流动,应用高雷诺数k-ε湍流模型加壁面函数的方法,计算了轴流跨音转子NASA Rotor37在设计转速下的流场.叶尖间隙采用分区的H型网格和主流区连续对接耦合计算,没有用间隙模型,也没有考虑Vena收缩效应而减小间隙量.在用有限体积法对Navier-Stokes方程和湍流方程进行空间离散的过程中采用了交错网格的方法将N-S方程与湍流方程紧密地耦合在一起,从而提高了计算精度.计算结果和实验数据进行了详细的比较和分析.结果表明,中部叶展具有与实验结果非常一致的流场特征,根、尖区流场则因涡粘假设和激波问题的存在而使流动细节与实验结果略有偏差.