航空发动机进口支板外部热气膜对水滴撞击特性的影响

设计了4种不同气膜缝角度的防护结构,发展并验证了基于欧拉法框架的水滴撞击算法,针对直径为20μm的过冷小水滴,定量分析了气膜缝角度和吹风比对支板壁面水滴撞击特性的影响规律.研究结果表明,外部热气膜射流对水滴有明显吹袭作用,导致壁面平均局部水收集系数和撞击极限减小,而且气膜缝开孔位置越靠近支板前缘,吹袭水滴效果越明显.4种结构的平均局部水收集系数与无气膜缝结构相比分别下降了82%,8%,1%和0.5%.此外,吹风比增大会导致前缘最大局部水收集系数和撞击极限的减小变明显,尤其是气膜缝角度为5°结构的水滴撞击特性受吹风比影响最显著.前缘区域局部水收集系数呈现了相似的分布规律;支板后部区域,当吹风比增大到一定程度时,水滴被完全吹除.      

大功率晶体管最优驱动电路研究

大功率晶体管深度饱和以降低功率损耗与管子快速关断之间的矛盾并非不可调和。文中针对通常的抗饱和驱动，提出了一种新型驱动电路，很好地解决了这个矛盾。一方面在功率管饱和导通时，比例驱动管子工作于深饱和状态，使功率管的损耗达到最小；另一方面在功率管关断时，驱动电路通过低阻抗抽流回路及高反压辅助抽流的引入，在功率管的基极提供很强的基极反抽电流，使管子快速关断。实验表明与通常的抗饱和驱动相比，本方案由于功率管深度饱和，从而使管子的通态饱和压降降低了0.5V，损耗亦降低了63.4W；另一方面由于关断时基极反抽电流增大了三倍，存储时间增加权0.1us，实现了大功率晶体管的最佳驱动。     

高超声速全动翼面全时域耦合分析方法及应用

在流场-结构温度场同步计算方法的基础上,建立了多物理场全时域耦合分析方法,将方法应用于沿轨道运动的高超声速全动翼面热气动弹性稳定性分析。采用基于有限体积模型的CFD同步计算方法求解高超声速流场和结构温度场,建立映射关系实现结构有限元模型气动载荷加载和温度场赋值。采用移动坐标系和动网格相结合的方式描述变速度飞行和翼面偏转过程。通过坐标系变换将翼面偏转过程和振动过程的网格变形量叠加,考虑翼面振动和偏转的耦合非定常效应。针对沿轨道运动的高超声速飞行器,建立了同步计算方法与全时域耦合分析方法相结合的热气动弹性稳定性分析流程。研究发现,与同步计算方法相比,全时域耦合分析方法能够模拟结构振动对流场和结构温度场的影响,计算得到的监测点热流密度波动幅值占热流峰值的10%左右,而温度变化并不明显,相比于刚体模型,监测点温度只下降了0.3%左右。全时域耦合热气动弹性分析方法得到的颤振临界点在4-5号状态点之间,颤振形式为铰链扭转模态与一阶弯曲模态的耦合颤振,与"冻结"模态的热颤振方法结果一致。     

旋转盘腔轴向通流的压降和温升数值研究

为获得旋转雷诺数对盘腔轴向通流温升和压降的影响,对轴向通流雷诺数(Re_x)恒定为1.0′10^₅、旋转雷诺数(Re_w)在0~5.31′10^₆之间、绝热边界下的流动进行了数值模拟,从流场特征、盘面绝热温升以及轴向通流压降和温升等三个方面进行了分析。研究表明,旋转雷诺数对于盘腔内部和轴向通流的流动均具有显著影响;尽管是绝热盘面,但是由于高速旋转的黏性耗散作用引发盘腔内气流的温升,由温度差引起的浮升力对于盘腔内流动和盘面温度分布的影响也是不可忽略的;随旋转雷诺数增大,轴向通流出口温度相对进口温度的温升急剧增大,在旋转雷诺数小于2.5′10^₆时,轴向通流相对温升系数在0.01以内,当旋转雷诺数大于4.5′10^₆时,轴向通流相对温升系数达到0.04以上。     

某型飞机机翼防冰系统计算分析

主要针对某型飞机机翼的热气防冰系统计算分析,得到水滴直径变化对撞击极限的影响,飞行马赫数变化对机翼表面换热系数的影响,分析了不同飞行高度湿表面和干表面的温度分布.结果表明水滴撞击区随着水滴直径增加而增大;机翼表面的换热系数随飞行马赫数的增加而增加;在相同计算条件下,干表面温度比湿表面温度要高.对多个典型截面以及其在不同飞行状态的计算结果表明,在给定的计算条件下,4km及7km时防冰系统工作都是有效的,7km时表面部分位置湿表面温度低于0℃.      

气氢/气氧喷注器流量特性实验

针对热试实验所用的两种典型结构气氢/气氧喷注器,开展了不同反压下的流量特性实验.重点考察了燃料喷嘴对氧化剂喷嘴流量特性的影响和压降变化对喷嘴流量特性的影响.研究结果表明:反压从0.2～4 MPa的范围内变化时,双路同时工作时氧化剂喷嘴的流量系数要大于其自身单路工作时的流量系数;氧化剂喷嘴和燃料喷嘴的流量系数均随压降的增大而增大,并且增长趋势逐渐平缓.所得结论对气-气喷注器的设计和改进具有重要意义.      

多普勒频移对红外频带模型的影响

带能模型的典型应用是分析低光谱分辨率辐射计、光度计和分光仪对热气体辐射和吸收的测量结果。尽管它们不能直接用于计算各个谱线的分布，但带能模型确实对诸如络伦兹、热多普勒或佛克脱等各种谱线形状很敏感。这种对谱线形状的敏感性使得净能带模型的辐射和吸收对多普勒频移的作用也很敏感。本文首先回顾了多普勒频移对佛克脱分布谱线的处理方法，然后把该结果引申至生长曲线，即等效宽度，对单线和红外频带模型均有效。最后，在有     

基于修正活塞理论的壁板非线性热气动弹性分析

高马赫数飞行的航天飞行器,气动力、热、结构多物理场相互耦合,易引发热气动弹性稳定性问题。新型复合材料的广泛应用,使得壁板结构易出现极限环振荡、混沌等复杂非线性热气动弹性响应形式,影响飞行安全。本文基于Patran/Nastran二次开发语言编制了非线性热气动弹性分析程序,针对复合材料壁板,采用Van Dyke修正活塞理论计算非定常气动力,进行典型温度工况下的非线性热气动弹性分析。结果表明,本文方法可对壁板结构LCO,周期,非周期和混沌等复杂非线性热气动弹性响应进行有效预示。     

短舱进气道热气防冰系统传热特性研究

为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响，进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明：射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内，进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高，随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。     

基于POD和代理模型的热气防冰性能预测方法

大型客机机翼、短舱多采用热气防冰作为主要防冰策略。为了缩短热气防冰系统优化设计周期，提出了基于本征正交分解和代理模型的防冰性能快速预测方法。采用本征正交分解对数值仿真积累的温度和溢流水快照进行特征分析，选取包含绝大部分样本特征的基模态线性拟合所有快照；基于支持向量机回归方法建立笛形管结构参数与线性拟合系数间的代理模型，实现对热气防冰蒙皮外表面温度分布和溢流水分布的快速预测。针对三维缝翼笛形管热气防冰系统开展的验证表明：该方法对防冰表面温度分布的预测效果较好，并能够较为准确地预测水滴撞击区域内的溢流水分布；建立的预测方法计算成本较数值计算方法大幅降低，对于热气防冰系统优化设计工作具有重要意义。