用不同化学反应模型对煤油超声速燃烧的数值分析

采用单步不可逆有限速率化学反应模型,同时结合离散液滴模型、概率密度函数紊流燃烧模型的混合分数平衡化学反应模型,对煤油在双模态燃烧室内的燃烧进行了数值分析。通过比较数值计算结果与实验结果,说明计算所采用的模型是有效的。在给定的计算条件下,与单步不可逆有限速率化学反应模型相比,结合了离散液滴模型的混合分数化学反应模型更能准确地预测煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧,并且集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽火焰稳定器增强了燃料的混合和燃烧,使燃烧效率在燃烧室出口达0.880 6。      

基于场协同原理的横排锯齿翅片湍流传热强化机理

通过数值模拟方法分析了横排(TD)锯齿翅片在板翅换热器通道内传热与流动特性.研究了湍流条件下横排锯齿翅片的温度场,速度场以及两场协同性,探索其强化传热机理.在此基础上获得了翅片高度,翅片间距和翅片宽度对传热与流动的影响规律,并给出了横排锯齿翅片的综合传热性能因子.结果表明:横排锯齿翅片通道内流体扰动强烈,形成了周期性纵向涡流;改善了通道内速度与温度梯度场之间的协同作用,强化传热效果,提高了综合传热性能因子.      

前行桨叶概念旋翼气动弹性响应分析

基于CFD/CSD松耦合策略,建立了前行桨叶概念（ABC）旋翼气动弹性分析方法.CFD计算中以非定常Euler/N-S方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型通过中等变形梁理论得到;CFD和CSD数据每隔一个旋转周期交换一次.以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了分析,计算结果与试验值吻合良好.然后对旋翼振动载荷、桨尖间距、升力偏移量及桨叶载荷进行了分析,研究了前飞速度、旋翼交叉角、提前操纵角等参数对上述动力学性能的影响.该文方法具有很好的分析精度和工程适用性,分析结果可为前行桨叶概念旋翼设计提供重要参考.     

带第三流路辅助进气的引射喷管流动特性研究

为避免低落压比条件下引射喷管内气流过膨胀,本文研究了第三流路辅助进气门开启状态下引射喷管的内流特性,分析了飞行马赫数为0,主喷管落压比为2.1,次流流动状态分别为回流和顺流对引射喷管流动特性的影响规律,并获得了不同辅助进气门开度下次流通道的最小顺流压比。结果表明：当次流为回流状态时,逐渐增加辅助进气门开度,主流过膨胀程度逐渐降低,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率提高,引射喷管的推力系数从0.60提升至0.73;当次流为顺流状态时,随着辅助进气门开度的增加,次流流量减少,主流过膨胀程度逐渐增大,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率降低,推力系数则从0.97下降至0.75。次流为顺流状态时引射喷管的推力系数整体高于次流为回流状态,因此当次流处于顺流状态时引射喷管取得更优的推力性能。但在低马赫数状态下,次流流动极有可能出现倒流,此时适当增加辅助进气门的开度有益于改善推力性能。随着辅助进气门开度逐渐增大,次流的最小顺流压比呈逐渐上升趋势。     

改进的Sage-Husa自适应滤波算法在MEMS航姿参考系统中的应用

针对经典Kalman滤波和扩展Kalman滤波融合算法存在的计算量大、精度低、实时性差的缺点,引入了改进的Sage-Husa自适应扩展Kalman滤波算法。该算法对经典扩展Kalman滤波算法进行了自适应改进,并在此基础上利用加权渐消记忆法获取了遗忘因子,并通过预测残差得出了最优解。同时,用调整有偏增益估计的措施来保证系统噪声预测方差矩阵与噪声预测方差矩阵的对称性和正定性,对滤波器发散进行了有效的抑制,减少了算法的计算量。实验结果表明,该算法有效改善了可靠性、精确性及自适应能力。     

不同位置冷气喷射的试验研究和数值分析

随着涡轮进口温度的提高．采用高效气膜冷却降低叶片表面温度成为涡轮设计的主要目标之一。本文采用接近真实条件下的冷气参数,在高速风洞中进行了在叶身不同位置的冷气喷射试验,并对试验结果采用CFD软件进行了数值模拟,分析了不同冷气位置、不同冷气喷射对叶栅总损失的影响。分析了冷气喷射流场的结构,数值模拟的总体性能参数与试验结果基本一致。     

基于模糊PID的飞机机轮静态性能测试装置

机轮是飞机的重要组成部分,其安全性能直接影响飞机的安全起飞和着陆.机轮的性能指标包括动态性能指标和静态性能指标.静态性能指标主要包括机轮的静强度和刚度,一般采用传统PID控制算法实现飞机机轮静态性能指标的测试,但由于传统PID控制算法鲁棒性差,对非线形、时变等系统难以获得满意的控制效果,本文基于S7-300PLC,将先进智能控制方法与传统PID控制相结合,提出了模糊PID自整定算法在PLC上的实现方法,并完成对飞机机轮静态性能测试装置的有效控制,试验结果显示该控制系统在控制性能上明显优于传统PID控制算法.     

基于激光反射层析法的换能器声场测量技术及仿真研究

换能器的辐射声场分布能够直接反映出换能器声学性能的好坏,若不能精确测量出换能器的辐射声场,则会对换能器的诊断和评估造成严重影响。从理论仿真的角度出发,推导了运用激光反射层析法重建换能器辐射声场的理论公式,着重利用推导出的理论公式对激光反射层析法进行了仿真计算。结果表明激光反射层析法能够精确地重建出换能器的辐射声场分布及声场中的声压量值,这为换能器的声场重建及声压测量提供了一种可行的方法。     

月球撞击坑辐射纹的形成和消失机制及可能的年代学应用

辐射纹是年轻撞击坑周缘呈辐射状分布的明亮细条纹,是月表最显著的地貌特征之一,也是月球科学领域热点研究之一.根据目前对于月球撞击坑辐射纹的形成和类型的认识,分析辐射纹消失相关的空间风化、撞击导致的物质混合等地质过程;比较不同形成年龄撞击坑辐射纹的光学成熟度(OMAT)剖面,发现溅射物逐渐成熟过程中OMAT剖面的演变过程,...     

航天器用可变发射率热控器件的研究进展

随着航天技术的发展,卫星的微型化对热控技术提出了挑战。可变发射率热控器件作为一种重要的航天器热控技术,对于航天器减小负载和体积,适应复杂多变的空间热环境具有重要的意义。基于热致变色技术的智能可变发射率热控器件可以根据环境温度实现智能热控,其结构简单,能最大限度地减小热控系统的体积和质量,是一种非常有潜力的航天器热控技术。概述了主动型和被动型两类可变发射率热控器件的基本原理和进展,并对钒氧化物基热致变色可变发射率热控器件的研究进展、存在问题予以了重点介绍,展望了未来航天器用可变发射率热控器件的发展趋势。