二茂铁衍生物结构与其迁移性关系探讨

本文从二茂铁结构出发,简明地分析了产生迁移疵病的根源,是二茂铁的各向异性分子结构。又从分子间力来进行分析,得到增强付价键力和增大分子量可改善迁移性。最后从烷基化,含氧取代基化和桥结二茂铁衍生化来预估二茂铁衍生物结构与其迁移性关系。墩探讨具备应用现实性二茂铁类燃烧催化剂品种的设计方案。     

煤油富燃燃气旋转爆震燃烧实验研究

为了了解煤油富燃燃气旋转爆震燃烧的过程及其特点,采用液体煤油一次燃烧后的富燃燃气与富氧空气二次爆震燃烧的方案,对0.51～1.29余气系数条件下的旋转爆震燃烧过程开展了实验研究。实验研究结果表明:与液体煤油相比,煤油富燃燃气能够在更低氧含量的富氧空气中实现旋转爆震波的稳定传播。氧气质量含量为29%,余气系数为0.74时,煤油富燃燃气与富氧空气形成的旋转爆震波的传播速度均值为926.3m/s。贫氧条件下,随着空气流量增大,旋转爆震波的传播速度先减小后增大,其最小值为氧浓度降低与空气流量增大对爆震波传播速度影响的平衡点。本实验范围内,该平衡点对应的氧气质量含量和余气系数分别为35%与0.92。     

可控固体推进技术研究进展

可控固体推进技术是指在基于含能材料为工质的固体推进剂燃烧过程中,借助一定措施使得推进剂的燃烧方式可控,燃速可调,实现推力可随机控制的推进技术。其可对推进剂燃烧状态进行主动控制,有望从根本上解决固体推进剂发动机推力主动、随机控制等关键技术难题。从推力可控实施方案、对应推进剂类别以及其应用技术等方面对当前可控固体推进技术研究进展进行了综述,并对部分可控固体推进技术中的推力可控实施方案提出了建议。     

80kN富氧补燃发动机燃气发生器-推力室深度变工况直连热试研究

针对80 kN富氧补燃循环发动机燃气系统工作特性,对燃气发生器与推力室直连试验装置开展了深度变工况热试研究,提出了一种挤压式供应的燃气发生器与推力室直连热试方法,对双燃烧组件燃气系统进行了基于绝热模型和声学模型的稳定性建模仿真分析,获得了双燃烧组件在80％～20％变工况工作特性、点火特性、燃气路低频衰减特性.结果表明:...     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

二冲程发动机分缸不均匀性分析

针对两缸二冲程航空发动机缸间不均匀性问题,运用试验、仿真相结合的方法分析引起缸间不均匀性原因,建立发动机GT-Power一维仿真模型,通过缸压信号对发动机不同工况分缸不均匀性进行仿真分析,并进行发动机台架试验,对比分析不同工况发动机两缸缸压和空燃比。结果表明:引起缸间不均匀性的原因是缸间进气和喷油的差异,小负荷主要影响因素为喷油差异,部分负荷主要影响因素为缸间进气差异,且随节气门开度的增大差异减小,为发动机均匀性控制的软硬件实现提供理论依据。      

一种仿生扑翼飞行器的设计及动力学分析

为了提高仿生扑翼飞行器设计水平,弄清仿生扑翼飞行器的动力学特性、改善其飞行性能,设计了一种折展翼仿鸟扑动飞行样机,并对其动力学特性进行了分析。通过仿生方式设计了基于曲柄连杆的折展扑动机构,建立了扑翼机构的运动学模型,得到了相关运动学参数,并采用拉格朗日方法,推导出扑翼扑动时的动力学模型。基于条带方法对该扑翼的气动力、气动力矩载荷进行估算,分析了折展扑翼非对称扑动时翼翅气动力矩变化规律,结果表明:与一般直扑翼相比,折展翼在上扑阶段受到更小的阻力,因而扑翼扑动过程中能够获得更大的升力。基于ADAMS软件包,对扑动机构关键铰接位置的力学特性进行分析,为优化扑动机构、提高其结构强度提供重要参考。      

低压比煤油涡轮数值计算与优化设计

小流量煤油涡轮泵可用于膨胀循环超燃冲压发动机燃料供应系统,针对特定工况提出了超临界/裂解态煤油基低压比涡轮的数值计算方法和优化设计策略。根据液体火箭发动机中典型的涡轮设计方法获得了低压比煤油涡轮的设计方案,采用湍流模拟方法结合煤油的多组分代理模型对25kr/min转速下的涡轮内部超临界态流动进行数值计算,发现设计方案的轴功率超过所需轴功率的120%,不利于涡轮泵系统在设计点工况下的稳定运转。取涡轮轴功率大于所需轴功率为约束条件,选择涡轮结构尺寸为设计变量,以两个目标量(优化方案的轴功率和效率相对于设计方案的变化率)的加权函数值最大为目标,基于响应面模型和多岛遗传算法开展渐进优化,优化过程中采用i SIGHT平台集成了3维参数化建模和流场仿真等C++程序和软件以实现数值计算自动化。利用试验设计方法建立样本数据库,并进行了涡轮轴功率和效率关于设计变量的灵敏度分析,发现二者成合作关系;所得涡轮优化方案的两个目标量分别下降16.5%和2.9%,以较低的效率损失为代价实现了轴功率的良好配合。     

富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧(RQL)燃烧室燃烧中间组分及火焰结构特征研究

为了研究主燃孔结构对RQL燃烧室燃烧中间组分及火焰结构特征的影响,在常温、常压及总油气比为0.032的状态下,保持掺混孔结构、主燃孔轴向位置和总面积不变,利用CH基和OH基自发辐射成像技术对采用三种不同结构主燃孔的RQL燃烧室燃烧中间组分进行试验研究。研究结果表明:在燃烧室工作状态不变的条件下,主燃孔结构的改变不会影响火焰的初始扩张角度。OH*和CH*反应了不同的油气比区域,且OH*的起始边界和截止边界较CH*滞后约4～8mm。同时结合两者的分布特征、面积及其标准差可以从宏观上反应出燃烧室的油气比变化历程、气流快速混合效果及化学反应剧烈程度。采用三种主燃孔结构均实现了富油-淬熄-贫油的燃烧过程,但主燃孔结构及单孔射流动量对燃烧室内气流混合和油气分布具有很大的影响。主燃孔采用交错排列及增大部分单孔射流动量,能有效地促进燃烧室内气流的快速混合,并在快速混合的同时伴随着强烈的化学反应过程。采用主燃孔相对排列时,减小单孔面积同时增加孔数虽然略微提高了气流的混合效果,但会造成全局化学反应强度的降低。     

涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机方案研究

针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求,提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion,TBDC)概念,由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成,Ma0～2.5以涡轮模态为主,Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的"推力陷阱"的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性,研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径,完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明,涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力,适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。