主流湍流度对涡轮导叶吸力面W型气膜孔冷却效率影响的实验研究

为了获得亚声速涡轮导叶吸力面不同位置处单排W型气膜孔的气膜冷却特性,在短周期跨声速风洞中实验研究了吹风比、主流湍流度对W型气膜孔冷却效率的影响。两列单排气膜孔分别布置在吸力面16%和21%相对弧长处,实验进口雷诺数范围为3.0×10⁵~9.0×10⁵,吹风比范围是0.5~2.0,叶栅出口等熵马赫数为0.8,高低湍流度分别为14.7% 和1.3%。实验结果表明：低湍流度时孔排1和孔排2下游的气膜冷却效率都随吹风比的增大先增大后减小,最佳吹风比分别为BR=1.2和BR=0.8。由于孔排1和孔排2所处位置的主流边界层状态不同,导致湍流度对于气膜冷却效率有不同的影响。对于孔排1,大吹风比时高湍流度使冷气核心向壁面移动,提高了气膜冷却效率;而小吹风比时,湍流度对冷却效率的影响随雷诺数升高而减弱。对于孔排2,大吹风比时高湍流度提高了孔附近区域的冷却效率,同时加快了冷却效率沿流向下降的速度,而在小吹风比时高湍流度显著降低了孔排下游气膜冷却效率。     

α'-AlH_3的制备及形成研究

以LiAlH_4和AICI_3为原料,通过乙醚法制备了AlH_3,采用扫描电子显微镜(SEM)和X射线粉末颜射(XRD),研究了制备条件对产物形貌、晶型的影响规律。结果表明,氢化铝醚合物高温脱醚时,混合溶剂中乙醚比例是影响AlH_3晶型及形貌的主要因素,当结晶时,体系中乙醚不能及时除去,会导致α'-AlH_3的形成,且AlH_3形貌逐渐由立方体变成绒球状。伴生的α'型对AlH_3室温存储稳定性及安全性有较大影响,α'型存在加快AlH_3在室温下分解,且使得样品摩擦感度升高。     

吸热型碳氢燃料研究现状与发展

吸热型碳氢燃料是为了解决高超音速飞行器的热问题而发展起来的。国外航空航天发达国家已开展近50年的研究,取得了丰硕的研究成果,国内也在奋起直追。为了更好地掌握吸热型碳氢燃料的发展动向,规划研究目标,本文从发展历程、燃料选择、催化剂筛选、热沉测定以及结焦抑制等方面对吸热型碳氢燃料进行了较为系统的总结,并结合国内发展现状提出了未来的研究方向。本研究成果可为高超音速飞行器燃料系统设计与选择提供参考。     

Dryden型大气紊流对平流层飞艇能量最优轨迹影响

研究了常值风场作用下平流层飞艇的上升段轨迹优化和大气紊流对最优轨迹的影响问题。首先基于平流层飞艇的受力分析,建立了考虑常值风场、地球自转和飞艇质量变化等诸多因素的三自由度动力学模型,处理参数得到归一化的系统方程;其次采用直接配点法将平流层飞艇的最优轨迹问题转换为非线性规划问题,以最小能量为目标函数,给出非线性规划问题的求解策略,优化得出可行解后对飞艇的最优上升轨迹及相应的加速度项进行了分析,将优化的控制量代入微分方程验证了优化轨迹的准确性;最后加入Dryden型大气紊流的干扰,选取多组大气紊流干扰下的数据进行对比分析,仿真结果表明大气紊流叠加风场均值与飞艇终端位置误差存在一定规律,分析并提出了平流层飞艇抵御大气紊流干扰的策略。     

一种基于多普勒频率的恒模信号直接定位方法

相比于传统的差分多普勒(DD)两步定位方法,以Amar和Weiss提出的基于多普勒频率的单步直接定位方法在低信噪比和小样本条件下具有更高的定位精度。在该类新型定位体制的基础上,提出了一种基于多普勒频率的恒模信号直接定位方法。首先,依据最大似然(ML)准则以及恒模信号的恒包络特征,建立相应的直接定位优化模型。然后,根据目标函数的代数特征将全部未知参量分成两组,并提出一种有效的多参量交替迭代算法,用以获得该优化问题的最优数值解。新算法包含了针对这两组未知参量的Newton型迭代公式,用以避免网格搜索,并能实现多维参数的"解耦合"估计。最后,推导出针对恒模信号的目标位置直接估计方差的克拉美罗界(CRB)。数值实验验证了新方法的优越性。     

基于控制力矩陀螺的BTT飞行器协调转弯控制

针对倾斜转弯(BTT)飞行器进行横向机动时会产生侧滑角的问题,提出一种考虑通道耦合因素的协调转弯控制方法。采用了一种基于单框控制力矩陀螺(SGCMG)的侧滑角抑制执行机构来替代方向舵、矢量推力发动机等传统执行机构。建立了加装控制力矩陀螺的BTT飞行器横向机动时的多变量强耦合非线性倾斜转弯动力学模型。根据BTT飞行器横向机动时的协调转弯要求,设计了一种基于非线性反馈和线性二次型最优算法的解耦综合控制器。计算结果表明:协调转弯控制系统可实现滚转角指令的良好跟踪和侧滑角的有效抑制。     

非完备先验知识下的滑动轴承摩擦状态识别

针对监测系统通常无法全部获取轴承摩擦退化状态的先验知识,无法建立全摩擦状态的识别模型,从状态间的相似性出发,提出一种无先验知识下的基于灰色B型绝对关联度（AGRDB）和稀疏编码的滑动轴承状态识别方法。针对稀疏表示不具有监督性的缺陷,在稀疏编码的目标函数中引入AGRDB算法,训练类间距离最大、类内距离最小的正常润滑和严重摩擦的编码;在相同字典下建立具有一致判别性的稀疏表示模型,通过比较当前状态与正常润滑、严重摩擦的稀疏编码与重构误差,进一步识别当前轴承的状态,仿真信号和柴油机轴承实验的结果表明:所提方法能够在较少先验知识下识别出滑动轴承的早期摩擦状态（100~216min）和严重摩擦状态（216~384min）,且算法简单,适合较少样本下的滑动轴承摩擦故障在线监测。      

球面收敛二元喷管出口三角形锯齿对气动和红外特性的影响

通过数值计算研究,分析了喷管出口锯齿修型对涡扇发动机排气系统球面收敛二元喷管气动及红外特性的影响.结果表明:相对于基准喷管,喷口锯齿修型均造成排气系统推力系数和总压恢复系数的下降,且齿底角越大,推力系数的损失越大.比较而言,内缩型锯齿修型方式对排气系统气动性能的影响最小,但导致排气喷流和总体红外辐射强度在±15°探测角附近的较大增强;外伸型锯齿修型对排气系统气动性能的影响最大;30°齿底角的等面型锯齿修型综合性能较优,对推力系数和总压恢复系数的影响微弱,同时在-30°~0°,0°~30°的探测视角内体现出一定的红外辐射抑制作用.      

超声速喷管性能优化研究与应用

基于重启全局最优化方法和高斯过程（GP）模型,以模型区流场指标为优化目标,对超声速喷管型面进行优化设计。给出0.6m连续式跨声速风洞流场测试结果,提出优化问题并验证了CFD计算的有效性。利用拥挤距离来控制重启局部优化算法的位置,实现更高效的重启全局最优化算法;利用高斯过程模型对喷管设计参数与模型区流场性能指标的关系进行建模,构造替代数学模型来执行优化搜索,以减少实际的CFD评估次数。结果表明:该方法能以较小的代价实现对喷管性能的优化,模型区马赫数方均根偏差由0.012降到0.001,马赫数梯度由0.049降到0。      

微修形异型转圆内转式进气道的设计与试验研究

利用流线追踪及微修型技术,设计了一种类水滴转圆形内转式进气道,针对该进气道开展了初步的数值与试验研究。研究结果表明:该进气道保持了流线追踪进气道前缘激波结构,微型面融合方法最大限度减少了对进气道流场的影响;Ma=6.0/AOA=2°时,试验测得的机体/唇口侧压力分布与CFD吻合较好,隔离段出口截面皮托压分布规律基本一致,但在值域上存在一定偏差;随着攻角由-2°增至6°,唇口反射激波在机体侧的交汇点前移约55mm;堵塞度在70%~75%时,进气道最大反压约0.41MPa;进气道启动状态下,未受反压扰动点压力脉动小,波动不明显;进气道启动但受反压扰动点压力脉动增加,波动范围增大;进气道不启动状态下受扰点压力脉动大,随时间变化的周期性表现明显,低频振动明显。