等离子体激励频率对压气机稳定性影响的实验与数值模拟研究

本文采用实验与数值模拟方法研究了不同等离子体激励频率对低速轴流压气机的扩稳特性。结果表明,等离子体激励能够显著减弱叶顶泄漏流非定常脉动,增加主流动量,削弱泄漏流和回流动量,抑制泄漏流向叶尖前缘移动,从而扩大压气机的稳定工作范围;非定常激励对压气机稳定性有重要影响,随着激励频率的增加,扩稳效果增强,但激励频率存在阈值,当频率高于0.5倍叶片通过频率时,随着频率的增加,扩稳效果几乎不变。     

超声辅助双喷嘴挡板阀压装位置控制技术研究

本文针对双喷嘴挡板阀中喷嘴压装提出一种超声辅助压装技术,对喷嘴压装机理进行分析,基于ABAQUS建立有限元模型,并研究超声振动及其各参数对压装位置控制精度的影响。仿真和实验结果表明,超声振动能够有效减小压装力和等效摩擦系数,提高压装位置控制精度,超声振幅越大,精度越高,两者近似成线性关系;振动频率与精度无明显关系,但频率为20kHZ时,压装质量最好。     

CNTs泡沫相变复合材料:纳米孔隙的构筑与相变材料的包裹

热能是一种广泛存在并极具应用前景的能源,但目前储热材料的能量转换时间较长,储热效率较低,亟需一种高性能的新型储热材料。本工作通过化学气相沉积(chemical vapor deposition,CVD)方法利用碳纳米管(carbonnanotubes,CNTs)构筑宏观体材料,在微纳尺度下对复合材料结构进行优化,合成孔隙结构可控的 CNTs泡沫,利用毛细管作用力将熔融相变材料硬脂酸和石蜡填充到 CNTs 泡沫中,形成分散均匀的 CNTs相变复合材料。用聚焦离子/电子双束显微电镜(FIB/SEM)观察样品形貌,用差式扫描量热计(DSC)分析样品潜热,用 X 射线衍射仪(XRD)分析样品晶体结构,用拉伸试验机测试样品强度。结果表明:CNTs泡沫对相变材料具有优异的包裹性,减少了在相变循环中相变材料的流失;复合相变材料具有较高的潜热。     

航空发动机作动筒的伺服控制建模与分析

针对典型航空发动机阀控不对称作动筒的结构在带负载工况下的应用和理论分析情况,讨论了作动筒正、反向负载对伺服作动控制的影响,提出了1种阀控不对称作动筒的伺服控制系统建模与分析方法。将该方法在项目案例上的分析结果与实际项目试验数据进行对比,结果表明:该方法切实可靠,模型置信度高,对实际应用具有指导意义。同时,为了使作动筒往返控制效果一致,作动筒负载方向应设计为反向负载,负载力大小应设计在FL0附近。     

横向矩形微槽对高超边界层失稳的控制作用

模拟了马赫数为6的空间发展平板边界层,通过在平板表面添加二维横向微槽研究了其对基本流及第二模态扰动波的影响。结果表明:所研究的二维微槽构形与常规多孔涂层相比具有较大的尺寸(100 μm以上),微槽对基本流的流向速度影响很小,空间采样点上的频谱并未出现新的不稳定模态。微槽有利于减小摩擦阻力,槽内流动导致的压差阻力比摩擦阻力低1~2个数量级,总阻力随着开槽率的增加而减小,当开槽率为06时,减阻效果超过40%。在入口以两种方式添加了第二模态扰动波,包括单个扰动和多个叠加扰动,下游的演化结果说明横向微槽能够在一个宽带频率范围内对第二模态的增长起到明显的抑制作用,且控制效果随着开槽率的增大而增强。     

风洞T型冲击三通管道流场特性数值模拟

在24 m跨声速风洞进气管路T型冲击三通连接处和隔板位置,每隔一定时间会出现裂纹,影响了风洞的安全稳定运行。为了解裂纹出现的原因,同时为改进设计提供依据,采用CFD(computational fluid dynamics)对风洞现有三通和优化方案进行了对比。控制方程为三维黏性不可压缩Navier-Stokes方程。结果表明：无隔板时,三通内的流动为最常见的类型,支管内存在3个分离区,在转向过程中形成第1分离区,即马蹄涡;随后是第2分离区,一对反向旋转的旋涡,即Dean涡,及三通顶部壁面形成第3分离区。流场沿y=0 mm和z=0 mm平面基本呈对称分布。有隔板时,流场的左右和上下结构均不对称;在隔板和外侧壁面间的角点形成范围较小的驻涡,在支管内形成不稳定的螺旋状分离涡,致使气流振荡,从而使得三通连接和隔板处管壁出现裂纹。根据上述流态设计了管路优化方案和整流装置,优化后能有效减小或消除分离;其中去掉隔板最简单易行,可以解决裂纹的问题。     

不同类型多级等离子体激励器诱导气流的力学特性研究

等离子体激励器通过产生的等离子加速气流,可以实现对流动的控制。单级等离子体激励器由于受到等离子体放电的物理限制,其控制作用较小;为了提高等离子体流动控制的效果,关于多级等离子体激励器的研究得到发展。采用图像采集和粒子示踪测速系统(PIV),对传统多级等离子体激励器和多级双极性等离子体激励器的放电现象以及气流加速进行研究,并通过流场速度分布计算等离子体激励器对空气产生的推力和吸力。结果表明:随着电压的升高,传统多级等离子体激励器产生的推力和吸力会逐渐减弱;而多级双极性等离子体激励器产生的推力和吸力均呈逐渐增强的趋势。     

长期在轨贮存低温推进剂过冷度获取方案研究

增大低温推进剂入轨时的过冷度可显著延长低温燃料在轨贮存期限.通过文献调研与理论分析,介绍了4种低温推进剂过冷度获取方案的工作过程与研究现状,分析了不同方案的优缺点,在此基础上提出了我国开展相关研究的思路.研究表明:①为了减小过冷度获取成本,应采用先加注后冷却的操作程序,且制冷系统尽可能靠近目标贮箱;②液氧、液态甲烷可通过液氮池沸腾提供过冷度;③氦气喷射预冷消耗氦气量巨大,建议仅针对小型液氢采用此技术;④热力学低温流体过冷器(TCS)技术具有总体质量轻、投入能量少等优点,在液氢过冷度获取方面具有可观的应用前景.可为我国开展低温推进剂过冷度相关研究提供参考.      

导引头火箭橇试验振动力学环境控制技术研究

针对导引头系统的特点, 从火箭橇试验系统的振动源分析, 开展导引头系 统火箭橇试验的振动力学环境控制技术分析,通过对火箭橇体结构的气动优化设计及聚 氨酯泡沫填充剂的吸振作用和硅橡胶的减振作用的组合方式相结合降低导引头系统振动 环境,并利用仿真分析和火箭橇试验验证力学环境控制系统设计的合理性。     

基于退步法的敏捷航天器姿态控制方法

主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。