GTO卫星飞行温度预计方法与在轨验证

为了提高GTO轨道卫星温度预计的准确度,文章建立了卫星瞬态热分析模型。针对GTO特定工况,采用时段平均当量法模拟太阳翼变化规律供电时仪器间断工作热耗,并在整星热分析中应用PSCHG函数模拟贮箱推进剂相变换热以及推进系统管路温度预计方法等,准确地预计了GTO卫星在轨瞬时温度及变轨期间推进系统温度,验证结果表明：温度预计值...     

目标飞行器舱内流场设计验证与评价

目标飞行器密封舱内流场设计是实现舱内温湿度控制、污染物扩散的基本途径,是保证长期在轨驻留航天员热舒适性的重要手段。文章分析确定了目标飞行器流场设计地面验证的等温化试验准则,通过保证流场温差不大于1 ℃,降低地面自然对流的影响,使微重力环境下工作的流场设计在地面环境得到有效验证。结果表明,航天员活动区88.3%区域风速在0.08～0.5 m/s之间,睡眠区风速均在0.08～0.2 m/s之间,均满足指标要求。目标飞行器流场最佳风速范围（0.076～0.203 m/s）所占比例为82.8%,优于国际空间站各舱段最佳风速范围所占比例。     

2种进气畸变流道结构对航空发动机

基于某型航空发动机插板式进气总压畸变试验,重点分析了进气段采用收敛形和直线形2种进气流道结构对发动机进口总压畸变流场的影响,并对3维数值模拟结果进行了研究。结果表明：在收敛形进气流道结构下,当插板相对插入深度大于45%后,发动机进口总压畸变流场稳态周向畸变指数逐渐减小,且随插板深度增加,发动机进口畸变流场逐渐趋向均匀;直线形进气流道结构在插板深度逐渐增加时,进口畸变指数平稳增大,流场不均匀性增强,能较好地表征发动机进口畸变流场形态     

板翅式及管翅式换热器气流湍流特性研究

在连续式回流风洞中,为了控制风洞气流的总温,平衡风扇或压缩机做功产生的热量,需要在风洞试验段上游布置换热器。风洞换热器除了需要提高换热效率、降低压力损失之外,其对来流的整流效果及自身所引发的湍流流动也会对风洞试验段流场品质造成影响。在0.55 m×0.40 m低噪声航空声学风洞中,使用热线风速仪对椭圆管翅片式及板翅式换热器的下游湍流度分布进行了试验研究,获得了不同构型换热器的压力损失特性。采用数值模拟方法,对不同构型热交换器的再生湍流度进行了模拟和分析。研究结果表明,椭圆管翅片式与板翅式换热器对湍流流动的整流效果有明显差异。椭圆管翅片式换热器对降低湍流度、抑制其不均匀分布的效果要优于板翅式换热器,板翅式换热器对湍流度横向分量的整流效果较好,板翅式换热器的再生湍流度约为管翅式换热器的30%~40%。研究结果可为高流场品质要求的大型连续式风洞换热器的选型及优化提供参考。     

双转子轴间滑油颗粒运动轨迹参数化模型

为研究双转子轴间滑油颗粒运动对环下润滑收油效率及轴承腔油气分离效率的影响,建立了对转轴间在边界层流场结构下基于质点运动学的滑油颗粒运动轨迹参数化模型,并采用经实验验证的计算流体力学（CFD）数值计算结果进行验证。双转子轴间的边界层流场结构的确定运用了对湍流边界层卡门三层结构速度分布进行修正的方法。结果表明：给出的参数化模型可以很好地描述双转子轴间的滑油颗粒运动规律。直径较大的颗粒径直或沿弧线迅速到达外轴,而直径较小的颗粒中存在一个在给定停留时间内使颗粒无法到达外轴的最大直径,小于这一临界直径的颗粒在有轴向气流时将被吹离轴间环腔。     

多级低速压气机静子通道内流场测量

为了揭示多级低速压气机静子通道内部流场结构,深入了解引起静子总压损失的机理,提出了使用2种探针(2根4孔探针和6根不同长度的L型5孔探针)同时测量静子进口截面及静子通道内截面的方案,并以某4级低速轴流压气机的第3级静子为对象,开展了静子进、出口截面及通道内截面的流场测量。结果表明:在静子通道内的流场结构及涡的发展过程中,叶尖区域的角区分离不断发展是造成静子通道内总压损失的主要原因;验证了该测量方法在多级低速压气机静子通道内流场测量方面具有工程应用价值。     

CRM翼身组合体模型高阶精度数值模拟

基于五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了CRM翼身组合体模型的高阶精度数值模拟,以评估WCNS格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测的精度。首先依照DPW组委会提出的网格生成指导原则,利用ICEM软件生成了粗、中、细、极细四套网格,网格规模从"粗网格"的2 578 687个网格点逐渐扩展到"极细网格"的65 464 511个网格点。研究了设计升力系数下,网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响,采用"中等网格"开展了抖振特性的数值模拟研究。通过与二阶精度的计算结果、DPW V统计结果和部分试验结果的对比分析,高阶精度数值模拟结果表明,阻力系数计算结果与DPW V统计平均结果吻合较好;网格密度对机翼上表面的激波位置和翼身结合部后缘局部分离区略有影响;迎角为4°时,升力系数下降的主要原因是机翼上表面激波诱导分离区和翼身结合部后缘局部分离区的增加。     

大规模CFD流场可视化分析系统的应用

设计了大规模计算流体动力学（CFD）流场可视化分析系统（FVAS）,系统具有完善而实用的大规模三维定常和非定常流场数据预处理与特征提取、体绘制、几何图形（流线、等值面等）绘制、纹理绘制等功能,并提供多种数据分析手段和良好的交互方法.通过8种展示方式、3种显示模式以及5种视图类型展示流场数据内外流结构特征及其复杂的物理现象.同时系统针对时变数据提供动画展示功能并支持单机多核并行.案例分析表明该系统简单实用,通用性高,多种混合绘制技术能够有效展现燃烧室、进气道等流场数据内部反应情况,切面、剖分等交互方式多视图显示局部细节特征,并通过图表、曲线图等分析工具统计分析具体网格单元的信息.完成测试案例300例,与传统CFD软件相比提升70%以上的绘制效率,系统故障率为0.6%,功能事务成功率100%,有效加速对流场数据的分析统计过程.      

基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计

通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合,实现了对基准Busemann流场的气动截短,构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的“糖勺”型进气道进行了无黏验证分析.结果表明:特征线和CFD计算结果相吻合,可控消波内转基准流场设计合理可行.该基准流场继承了Busemann设计方法的高效压缩特性,且反射激波得到有效控制,基本实现消波,性能优于传统的截短Busemann流场.在设计点马赫数为7条件下,喉部截面参数均匀,增压比为18.32,总压恢复系数为0.878,压缩效率为0.936,隔离段内几乎无损失,出口气流匀直,气流角均在±0.4°以内.流线追踪得到的“糖勺”型进气道出口形状更加饱满,流动特征与可控消波内转基准流场基本一致.      

火花型激励合成射流瞬时流场测试

采用粒子图像测速仪(PIV)相位锁定采样方法对一个特定结构的火花型合成射流的非定常流场进行了实验测量,得到了火花型合成射流形成的涡对在外场的发展过程;同时采用热线风速仪对喷孔下游固定位置的瞬时速度进行了测试,对火花型合成射流激励参数(放电器储能、激励频率)的影响进行了初步的对比分析。结果表明:合成射流在孔口喷射初期呈现球面扩散状,在发展过程中不断剪切和卷吸外部气流,形成一系列旋向相反的涡串;合成射流的最大瞬时峰值法向速度出现在放电后大约005T时刻,随后其作用范围迅速扩大,瞬时峰值速度和涡量逐渐降低。在该激励器结构参数和激励参数范围内,合成射流随激励频率和放电器储能的增大而有所增加。