旋转状态下抑涡孔气膜冷却性能的实验研究

为了获得旋转状态下抑涡孔的冷却性能,用稳态液晶测温的方法,对两种抑涡孔在吸力面和压力面上进行实验研究,分析吹风比和铺孔位置对气膜覆盖范围和气膜冷却效率的影响并与单个圆孔进行对比。实验参数为:转速600r/min,主流雷诺数3370,吹风比M从0.3到2.5。研究表明:两种平行式抑涡孔均具有优异的气膜冷却性能,相比单个圆孔,其气膜覆盖范围和冷却效率在吸力面和压力面均得到大幅提高;铺孔位置会对抑涡孔冷却性能产生重要影响,上游抑涡孔在M1.5时表现最优,中游抑涡孔则具有很好的吹风比适应性,在M=2.5时表现最优;吸力面气膜覆盖范围和冷却效率均低于压力面,并且偏转趋势更明显。     

磁路温度对霍尔推力器放电热稳定性的影响

为研究磁路高温性质变化对霍尔推力器放电热失稳的贡献及影响机理,对不同磁路温度下推力器的工作磁场强度开展了实验测量,对磁路温度变化与通道内等离子体放电行为变化的交互影响开展了Particle-in-Cell数值模拟研究。实验结果表明,当磁路温度由室温升高到600℃时,推力器的工作磁场强度发生了衰减,尽管衰减量不大(约5%)。模拟结果表明,磁路高温引起的场强衰减改变了推力器放电时的电导率及电势分布,进而对电子能量各向分布、粒子密度分布等造成了影响,促进了电子在壁面的通量及能量损失,主导了壁面等离子体沉积功率的增加,从而进一步加剧了磁路温度的增长。这是一个具有正反馈性质的过程;因此,若不能通过外部手段有效控制磁路温度,将诱发霍尔推力器的放电热失稳。     

变几何低压涡轮气动性能研究

为了探索变几何涡轮气动设计方案,导向器与动叶均采用厚前缘与后加载型叶片设计以及动叶进口负攻角设计。为了提高涡轮输出功,低压涡轮采用了大流道扩张角设计。应用数值方法对此设计涡轮进行了不同导向器开度以及有无导向器端壁径向间隙的涡轮气动性能与流场结构特性研究,并对大流道扩张角的导向器端壁径向间隙变化进行了理论分析。结果表明在设计点工况下,基本涡轮效率为0.903,相对折合流量为1.006,满足设计需求;大流道扩张角下,导向器端壁径向间隙对涡轮性能影响很大;在设计工况下,随着导向器开度的逐渐关小,涡轮主要气动参数反力度降低,通流流量下降,而效率变化相对较小,有利于调节发动机工作状态。在非设计工况下,涡轮效率随膨胀比变化亦相对较小。可见此设计变几何涡轮给发动机带来较大收益。     

基于试车试验的涡轴发动机整机喘振裕度研究

某涡轴发动机在外场使用过程中,由于进气环境的影响和多发不同的装机位置等因素,致使发动机出现偶发喘振或前喘征兆等现象。为此,对原型机转子进行改进设计。同时,采用试车试验的方法,测算并验证改型机的整机喘振裕度。结果表明:在整个工作范围内,改型机的整机喘振裕度得到了全面提升,设计点喘振裕度由10.65%提高至16.21%。试验可为该系列发动机设计制造和改进使用提供数据参考。     

超临界环境下煤油替代物液滴燃烧特性数值研究

为研究液氧/煤油火箭发动机燃烧室内经喷注形成的煤油液滴的燃烧过程,基于实际气体状态方程、高压热物性修正、高压气液平衡和详细化学反应动力学,建立一维的全瞬态液滴燃烧模型,对超临界环境下两组分煤油替代物液滴的燃烧特性及液滴初始直径的影响进行仿真研究。结果表明,在超临界环境下,相比于煤油液滴纯蒸发过程,煤油液滴燃烧过程的迁移时刻大大提前;煤油液滴着火之后很快进入超临界燃烧阶段,此时液滴燃烧过程可以看成中心附近的燃料高浓度区与外侧氧气高浓度区之间的扩散燃烧过程;煤油液滴的火焰半径先增大,达到最大值之后开始减小,并减小为零,火焰温度在着火之后快速上升至最大值,并基本保持不变,在火焰半径减小为零之后开始降低;随着液滴初始直径的增大,火焰特性以及液滴中心参数变化曲线趋势不变、整体延迟,着火时间、迁移时间和液滴寿命增大。     

超细晶硬质合金加工机理及加工性能

围绕超细晶硬质合金精密磨削加工、在线电解修整磨削加工、电火花加工、超声复合加工、激光复合加工等加工方法,系统综述了超细晶硬质合金的加工机理和加工性能,并展望了超细晶硬质合金高效精密加工未来的研究重点。     

基于代理模型的大型民机机翼气动优化设计

先进的气动优化设计思想与方法,对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点,并结合代理优化算法,提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先,通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次,将所提出的方法与人工修型相结合,开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计,使其气动性能得到显著改善。最后,采用不同的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明,所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力;将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合,能够获得满足设计要求的气动外形,验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。     

CFRP反射器型面主动控制和作动器位置优化

研究了运用压电陶瓷作动器对碳纤维增强复合材料（CFRP）格栅反射器的型面主动控制。首先,采用了一种具有独立电压自由度的梁单元,以及考虑高阶剪切变形的板单元,对主控格栅反射器进行有限元建模;运用能量变分哈密尔顿原理推导了主控格栅反射器的有限元控制方程,并给出了反射面型面残余均方根（RMS）误差最小的电压最优控制方法。然后,研究了在典型载荷下,反射面残余RMS误差最小的PZT作动器位置分布的优化配置问题;提出了一种将遗传算法和梯度投影方法相结合的改进优化方法,用来求出在限定作动器数量的条件下,作动器几何位置的优化配置,使控制后反射面的残余RMS误差最小;给出的数值算例验证了方法的正确性和有效性。最后,研制了格栅反射器型面主动控制的实验样机,针对反射器的初始制造误差进行了型面主动控制,验证了控制方法的可行性和有效性。     

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

离子推力器多模式化研究

为了实现离子推力器多模式化,分析了离子推力器功率宽范围调节限制因素,提出了两种宽范围调节策略;针对我国小行星探测任务,完成了30cm多模式离子推力器研制、功率宽范围调节限制条件确定、以及两种调节策略下多模式工作点设计及对比研究。结果显示,通过降低放电室磁场强度可延伸离子推力器最小稳定工作功率,提高束流均匀性,实现离子推力器更宽功率范围多工作点设计;功率宽范围调节主要是屏栅电压和束电流的宽范围调节,二者通过栅极导流系数限制和交叉限制而约束;推力随功率增加呈线性增加关系,比冲随功率的增加总体上呈先快速增加后趋于稳定的趋势;30cm多模式离子推力器在0.25kW～5kW内稳定工作,推力10mN～186mN,比冲1522s～3586s。