转子振动对T型交错式迷宫密封性能影响

为了改善传统交错式迷宫密封容易产生气流激振并导致转子失稳,对密封结构进行改造,提出了一种可以平衡气流激振力的T型交错式迷宫密封。考虑转子振动,三种转速(18,24与30kr/min)以及三种压差(0.2,0.3与0.4MPa),对直通式、交错式迷宫密封以及T型交错式迷宫密封进行数值计算。结果表明,在相同齿顶间隙的条件下,交错式迷宫密封的泄漏量较T型交错式迷宫密封减小约8%较直通式迷宫密封减小约32%。通过对比三种密封流场所产生的气体作用力之间的差异,得出T型交错式迷宫密封的优势在于扩大了Lomakin效应,增强了交错式迷宫密封的稳定性,同时实现了高封严效率与较高稳定性。     

薄翼型阵风响应的数值模拟

 采用有限体积法来数值求解非定常Euler和N-S方程，并在非定常计算中通过引入“网格速度”来计入阵风的影响，实现了对刚性薄翼型阵风响应的有效数值模拟。采用该方法来对薄翼型迎角突然增大的阵风、陡边型阵风这两种典型阵风情况下的翼型气动力响应进行了计算，结果表明：计算结果与现有的一些理论结果都符合较好，与文献中计算结果也吻合。同时通过计算也表明厚翼型的阵风响应需根据工况开展进一步的计算分析。     

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。     

弯曲及局部修型对大折转角扩压叶栅性能的影响

通过数值模拟对具有51°叶型折转角的环形扩压叶栅进行了研究.将外流飞行器上控制附面层流动的基本思想和修型措施应用于弯叶片的局部修型, 结合近壁面附面层流动和总压损失对比分析了大折转角扩压叶栅采用直叶片、弯叶片和局部修型弯叶片的气动性能.结果表明:在大折转角、高亚声速气流进口条件下, 局部修型弯叶片能更有效的控制大逆压梯度下叶栅内附面层的发展, 提高叶栅气动性能.      

波瓣强迫混合器流动规律初步分析

介绍了一种带波瓣型强迫混合器的加力扩压器流场试验情况。通过实例测以及对特征面上的混合边界（最大温度梯度位置）分析,得出了混合效率和与混合器结构（几何形状）紧密相关而基本不随气动工况变化而变化的重要结论。同时由定义的冷热态气流的旋转量判定,内外涵气流间的传热影响可能是数值计算必须计入的重要因素。     

未来“拼”星去太空

小卫星在各领域得到广泛应用,从单颗小卫星,到小卫星星座和分布式小卫星系统编队飞行,从小卫星采用全新的推进剂等先进的技术,到采取创新的设计思想,未来小卫星将有优于大卫星的功能和成本效益,其发展前景将无法估量。未来小卫星技术发展原则科学家预测,小卫星的未来发展将有十大原则:一、更换小卫星信息结构,时刻保持和快速发展的信息与计算机技术同     

阵风响应问题的配点型区间分析方法

最新的先进飞行器设计进展已经认识到定义多种类型的不确定性的重要意义。现有的气动弹性理论面临的一个重要问题是如何处理阵风激励和结构中的不确定性参数。给出了弹性机翼构件受到阵风作用时的控制方程。考虑了阵风模型和机翼结构中存在的不确定性参数,将其用区间向量定量化并一元化处理,基于第一类Chebyshev正交多项式和区间配点方案,结合有限元计算方法,提出了一种阵风响应问题的配点型区间分析方法(CIAM),推导了配点型区间分析方法的数学表达式。该方法避免了计算响应函数对不确定性参数的灵敏度(偏导数),放宽了不确定性参数变化范围为小区间的要求。为解决含有不确定性参数的阵风响应问题提供了一种新的可行途径。通过与Taylor区间分析方法(TIAM)的比较,数值算例表明,该方法能够得到一个包含精确响应值的足够"紧"的阵风响应区间。显示了该方法的优越性,具有工程指导意义。      

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。      

主动防御飞行器的范数型微分对策制导律

针对具有主动防御能力的飞行器受到攻击导弹的威胁后发射一枚导弹进行防御的制导问题,基于微分对策理论对飞行器和防御弹的制导律进行了设计和分析。首先,对于飞行器、防御弹和攻击弹的侧向控制均有界的情况,基于一种范数型的性能指标推导得出了对策三方的最优制导策略。然后,当攻击弹采用不同制导策略时,对飞行器和防御弹能够对策成功的条件进行了分析,给出了飞行器能够实现逃逸和防御弹能够完成拦截的最小机动条件。最后,进行了非线性仿真,结果表明了所提制导律的有效性,并验证了飞行器若要逃脱攻击弹需满足其最小逃逸机动条件,防御弹若要拦截攻击弹需满足其最小拦截机动条件。      

微重力下两相控温型储液器内气液界面仿真分析

两相控温型储液器对机械泵驱动两相流体回路的稳定运行起到关键作用,而储液器内部气液分布状态是其控温性能的决定性因素之一。在轨微重力条件下,储液器内两相流动特性与地面状态差别巨大,这将给储液器的设计带来较大难度。针对两相控温型储液器在轨微重力下的两相工质分布特性,通过计算流体力学（CFD）方法对其内两相流动行为进行数值模拟。通过使用连续表面张力模型计算表面张力,使用多相流计算的流体体积分数方法对两相控温型储液器内气液界面形态的发展进行了追踪预测,并与理论解进行对比,结果吻合一致。通过对两相控温型储液器在不同Bond数、接触角、工质充灌量等参数下的仿真分析,得到了不同条件下储液器内气液运动及分布情况,结果表明:两相控温型储液器内气液界面状态与储液器尺寸、壁面浸润性、工质充灌量相关。研究结果可以为微重力下两相控温型储液器内气液界面的控制提供理论依据,并能指导储液器研制及在轨应用。