基于放热分布的RBCC热力喉道研究

为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放热量足够形成热力喉道的前提下,放热分布相比放热量对热力喉道生成位置的影响更大,并且热力喉道不会形成于主放热区内,提高掺混、增加燃料当量比等使放热量增大的方法会伴随30%~50%的主放热区间长度的增加,对于热力喉道生成位置的影响能力有限。对于RBCC燃烧室,调节火箭流量是一种更有效也更容易实现热力喉道位置宽范围调节的方法,调节范围可以达到燃烧室长度的24%。     

S弯进气道内附面层抽吸控制对风扇级性能的影响

为了探讨某S弯进气道出口畸变在其后风扇级内的演变过程以及对风扇级性能的影响,在单独对该进气道进行抽吸控制数值研究并优选出最佳方案后,将最佳方案应用到进气道加风扇级的全流道,进而展开全流道数值研究,着重探讨了抽吸控制前后风扇级性能及内部流场结构变化.结果表明:吸气后风扇级整体性能有较大幅度提升,堵塞流量及最大效率分别增加约0.63%和0.57%;进气道出口低能流体在接触转子之前始终聚集在沿程截面底部,所占区域面积沿流向逐渐减小;接触转子至动叶前缘区间内,畸变流体沿动叶旋转方向的相反方向发生偏移,最终覆盖约3个流道;静叶中畸变流体所处流道内的静叶吸力面发生严重的流动分离,且分离主要发生在50%叶高以下,吸气后略有减弱.      

基于有限差分WENO格式的推进剂供应管路充填特性研究

推进剂供应系统的充填特性对发动机起动过程控制具有重要意义,而供应系统管路系统复杂,需要具有边界协调性好、计算精度高、稳定性好的WENO格式。为了模拟充填过程液体压力的瞬变特性,将流动控制方程进行坐标变换解决移动边界的问题。针对坐标变换后的流体瞬变流动控制方程,获得带源项的双曲方程组,利用基于特征变量的Roe类型高阶有限差分WENO格式建立了适用于推进剂充填过程的一维瞬变流动仿真模型。考虑稳态摩擦的情况下,对带气垫的推进剂充填过程利用WENO格式和显式特征线法进行了仿真,结果表明WENO方法的耗散小、预测结果更好。考虑了介质物性、摩擦系数、频率相关摩擦、多变过程指数等对充填过程的影响,研究结果表明瞬态摩擦模型和多变过程指数对水击压力的峰值和衰减过程有显著的影响。     

内圈带缺陷中介轴承的动力学建模与振动响应分析

针对外圈支承于低压转子轴颈,内圈支承于高压转子轴颈支承形式的中介轴承,在考虑轴承径向间隙变化和滚动体通过内圈缺陷时接触变形量发生变化的基础上,建立了内圈含单一故障缺陷的中介轴承动力学模型。数值仿真研究了轴承振动响应的有量纲参数和无量纲参数随缺陷大小,内、外圈转速和径向外载荷变化的规律,得出了若干有益结论,为中介轴承故障诊断提供了有益参考。     

动态子结构方法在全箭动特性分析中的应用研究

液体推进剂质量对运载火箭全箭动力学特性有重要影响,其动力学建模是全箭动力学建模的难点和重点。结合航天工程实际,提出了采用虚质量法和动态子结构方法相结合的液体推进剂建模方法,减缩了计算模型自由度,提高了计算效率,实现了全箭动力学特性分析。最后,以某液体运载火箭为例,分析了不同液体推进剂建模方法对全箭动特性计算结果的影响。     

浮环挤压油膜阻尼器对模拟低压转子突加不平衡响应影响分析

为了研究浮环挤压油膜阻尼器对涡轴发动机模拟低压转子突加不平衡响应的影响,建立了考虑多种耦合的带浮环挤压油膜阻尼器模拟低压转子的动力学模型,推导其运动方程并采用数值方法进行了求解,分析了系统响应随浮环与轴承质量比值、支承刚度和油膜间隙等设计参数的变化.研究表明:相比传统挤压油膜阻尼器,浮环挤压油膜阻尼器更好地抑制了转子系统加速过临界时的瞬态响应以及稳速和升速过程中的突加不平衡响应;增大浮环与轴承质量比值、减小弹性支承刚度和挤压油膜间隙,能够更好地抑制突加不平衡响应的瞬态振幅和瞬态过程;转子系统由于油膜非线性引起的双稳态大振幅区会随浮环与轴承质量比值的增大而减小,而随挤压油膜间隙值的减小而增大.      

CrON扩散阻挡层对NbCrAl涂层与Nb基高温合金元素互扩散的影响

利用磁控溅射技术在C103型Nb基高温合金上制备了含和不含CrON扩散阻挡层的NbCrAl涂层,对比研究了2种涂层分别经900℃和1000℃真空热处理后的元素扩散行为。结果表明:NbCrAl涂层以Cr₂Nb和AlNb₂相为主,含非晶态组织;真空热处理后生成了NbAl₃和(Nb,Cr)沉淀相。热处理温度由900℃升至1000℃时,NbCrAl涂层中元素扩散速度加快。不含扩散阻挡层样品中Cr和Al元素扩散至基体的含量分别为2.76wt%和1.21wt%,而含扩散阻挡层样品中Cr和Al元素扩散到基体的含量分别仅为2.52wt%和0.84wt%。扩散阻挡层保持连续,且与涂层及基体的界面结合良好,经高温处理后主要以密排六方结构的Cr₂O₃和Al₂O₃相为主,有效地抑制了元素互扩散。     

航空发动机转子篦齿封严诱导的气流激振力分析

为了解航空发动机直通型篦齿封严诱导的鼓筒表面气流激振状态以及不同参数对其的影响,对航空发动机直通型篦齿封严诱导的气流激振力进行研究,对转子无偏心和有偏心两种情况进行数值仿真计算。定性分析不同偏心量、不同进动频率比对气动力的影响;利用数值计算结果确定篦齿封严诱发的气流激振力大小;根据不同进动频率下的静压分布可以进一步导出气动阻尼、气动刚度参数,得到篦齿封严转子的气动载荷边界条件。结果表明:无偏心时篦齿封严腔内的流动非定常性不明显,气流激振对篦齿封严转子的影响可基本忽略;转子存在偏心时流体腔内流动具有非定常特征,气流激振力将驱动转子进动运动;不同偏心量的静压值比无偏心量时最大可增长7%,静压幅值波动值随进动频率比增大而增大,最大可比进动频率比为0时增长达84%,对转子的动力学稳定性有一定影响。     

无人机测控传输中SCCPM优化设计

针对无人机测控传输系统频率资源日趋紧张、电磁环境日渐复杂的现状,为提高无线传输频带效率和功率效率,在卷积码和CPM（Continuous Phase Modulation,连续相位调制）的基础上,提出一种基于SCCPM（Serially Concatenated CPM,串行级联CPM）的无人机遥控、遥测数据传输体制.通过引入Turbo（涡轮）码迭代原理设计CPM解调与卷积译码反馈校正结构,并对CPM解调算法进行优化以减小复杂度,得到相位连续、频谱紧凑、编码增益高、收敛特性好的无人机测控通信系统.仿真结果表明：所设计方案采用级联外迭代方式可获取更高的信噪比增益、更低的错误平层——与典型应用的RS（Reed-Solomon,里德-所罗门）码级联卷积码相比,该方案能够多获取1.6 dB的信噪比增益,表明SCCPM更适用于无人机测控数据传输.     

环喉型圆锥塞式喷管的水下流动分离特性

将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域,为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性,建立水下塞式喷管流动分析模型,并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟,计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象;与空气环境下的工作条件不同,气/水界面表现出类似于壁面的约束作用,塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定;水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动,塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化,根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同,可以区分为5种不同的分离流动形态;塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同,水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响,分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带,且没有显著的特征频率。