基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航研究

本文提出了一种基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航方法,作为解决未来高轨道卫星自主运行的先决条件。在整个系统中,以包含摄动项的HILL 方程作为状态方程,根据由姿态敏感器给出的卫星本体相对于地球和另外两个空间天体的方位,推导出测量方程,进而用简化的推广 Kalman 滤波算法进行状态估计。仿真表明,该方法收敛速度快,精度较高,是一种可行的地球同步轨道卫星自主导航方法。     

轴向充磁圆筒型永磁直线同步电机气隙磁场解析计算

介绍了一种基于许-克变换法的轴向充磁结构圆筒型永磁直线同步电机(TPMLSM)气隙磁场解析计算方法。首先采用许-克变换法计算出无齿槽时电机的气隙磁场;然后利用许-克变换法求取初级铁心开槽时的气隙相对比磁导函数,分析铁心开槽对气隙磁场的影响;最后通过无齿槽时的气隙磁场与有齿槽时的气隙磁场相对比磁导函数得到有齿槽时电机的气隙磁场分布。同时给出了该种充磁结构TPMLSM气隙磁场解析计算表达式,并以1台36/12极槽配合轴向充磁TPMLSM样机进行试验。试验结果证明空载气隙磁场的有限元分析值与解析值较吻合,空载电动势(EMF)计算值、试验测试值、有限元分析值一致。     

吸力面不同吹风比切向冷气喷射对跨声速涡轮叶栅气动性能的影响

为进一步探究跨声速涡轮中吸力面切向冷气喷射对叶栅气动性能及气膜冷却效果的影响,以跨声速涡轮叶栅作为研究对象,采用数值模拟方法,通过在叶片吸力面不同位置开设切向冷气喷射槽,进行不同吹风比下的冷气喷射,对跨声速气冷涡轮叶栅的总体性能以及流场细节进行了详细研究。研究结果表明,吸力面切向冷气喷射有利于减小跨声速涡轮叶栅激波损失,叶栅最大马赫数可减小0.104;切向冷气喷射槽位于尾缘内伸激波反射点上游,且吹风比处于0.75～1.00内时,叶栅能量损失最小;吹风比的增大有利于减小甚至消除冷气槽内分离泡,并能够减小唇部激波强度。     

超声速涡轮叶型全局气动优化设计

针对涡轮叶型全局优化设计计算时间长、样本空间大等难点提出一种可行的优化设计方法,该方法将控制叶型的17个参数作为优化变量,采用第二代多目标遗传算法进行全局自动寻优。基于此方法,搭建了涡轮叶型全局优化设计平台。利用此平台,分别采用轴向稠度固定和自由优化两种方式对超声速涡轮叶型进行了优化设计。数值计算结果表明,两组优化设计叶型在设计工况下总压损失系数比参考叶型分别低19.5%和10.0%,流道中的激波强度更弱,且在变工况条件下都具有较好的气动性能。深入分析流场与激波结构后发现,外尾激波相比于内尾激波对总损失的影响更大,通过减小气流膨胀转折角或内尾激波气流转折角能够有效削弱外尾激波强度。     

有限空间中激波运动的数值模拟

采用一种有限体积的TVD格式模拟喷流产生的启动激波在有限空间内的运动过程。计算获得的激波运动过程与激波在大气中传播时的实验结果一致。在传播过程中出现涡环和多次激波。计算表明,在真空箱为正方体的情况下,激波管出口附近的压力脉冲特性主要取决于有限空间的轴向长度。所得结果对毫秒级激波管喷流模拟装置的真空箱设计有参考价值。     

湍流方程扩散项离散对某径向叶轮流场计算的影响

在相对旋转坐标系下采用Harten,Lax and van Leer contact （HLLC） 格式离散对流项,自行开发了基于多块结构化网格的有限体积程序,实现了对叶轮机械内部流场的数值求解.分别对半开式径向叶轮、闭式后弯叶轮展开数值模拟,程序和商业软件计算得到的不同叶高处表面压力数据,其相对差异不超过1%,验证了算法的正确性.针对湍流方程的扩散项,分别使用完全离散和略去交叉导数项离散,通过对湍流黏度等值线、气动轴向力和力矩的比较表明:在网格正交性较好的情况下,略去交叉导数项的离散对计算结果的影响小于1%,显著地减小湍流方程离散的计算量.      

超临界喷射受环境和喷射参数影响的数值研究

基于PR(Peng-Robinson)状态方程,采用二维轴对称的两相流控制方程和相关文献中的混合规则,建立了超临界燃油喷射的数值模型并采用预处理方法进行求解.以正癸烷为替代燃料研究了超临界燃油喷射到静止超临界氮气环境中时射流长度和射流扩张角的变化规律.结果表明:超临界射流长度和射流扩张角随环境压力的升高而减小,随环境温度和喷射温度的升高而增加,且超临界射流长度受环境和喷射参数影响的敏感性稍高于射流扩张角.分析认为影响超临界喷射的两个主要因素是喷射密度比和喷射动量,且后者占主导地位.     

涡轮静叶叶型与气膜孔优化对气动与冷却性能影响

为研究气膜冷却涡轮叶片中叶型与气膜孔参数变化对涡轮静叶性能的影响,利用气膜冷却涡轮多目标优化平台对存在多列气膜孔的静叶进行多目标优化.获得在优化变量允许范围内针对气动效率与传热效果以及高温目标函数的Pareto前沿解集,整体性能得到了提高,不同方案中气动效率最高提升0.35%,叶片表面温度最大下降0.74%,高温函数降低的最大幅值为45.71%.结果表明:气动效率提升的主要原因是后弯角的提升使得叶型和二次流损失下降;接近驻点处前缘气膜孔方向的改变导致的冷气分流是叶片根部和前缘附近压力侧的冷却情况得到改善的主要原因.     

离心压缩机叶轮旋转失速的相空间重构及分形特征

结合非线性动力学中的相空间重构和分形理论,提出了一种分析离心压缩机叶轮旋转失速动力学特征的方法.采用数值方法对低速离心压缩机(LSCC)叶轮旋转失速状态进行了模拟,得到了失速工况下叶轮出口多个位置的气流压力时间序列.对各压力时间序列进行相空间重构,构造出一低维动力系统,其时间延迟和嵌入维数通过运用C-C方法得出.对重构的动力系统的相图进行了分形特征分析,计算了相应的分形维数.研究表明:叶轮旋转失速后系统的压力信号具有混沌特性,在相图上表现为具有分形结构,揭示了旋转失速后系统的动力学特征.计算分析分形维数后发现,数据采集点位于相同半径处计算得到的分形维数相近,约为3.39;数据采集点的半径增大时,分形维数减小.