“接触-导热”式热管辐射散热器设计与分析

针对空间核反应堆电源中的热排散系统,新设计出“接触-导热”式热管辐射散热器结构,根据此散热器结构提出了“划分节点-分层耦合”的传热计算模型,计算了其辐射散热特性,并以JIMO(木星冰卫星轨道器)空间探测任务为背景,对散热系统整体进行了性能分析与对比。结论如下：为提升单块辐射板以及系统整体的散热性能,除可通过增加NaK⁷⁸入口温度途径外,还可采用增大NaK⁷⁸循环流量的方法;对于单块辐射板而言,散热面积固定情况下当NaK⁷⁸流量由1 kg/s增加至10 kg/s,辐射板散热量可增大14.14%,而对于系统整体而言,散热量固定工况下当NaK⁷⁸流量由1 kg/s增加至10 kg/s,所需辐射板总面积可减小67.73%;为提高系统循环流量,可采用“串-并联”相结合的辐射板连接方式实现;JIMO散热系统采用新型辐射板结构,散热总面积最大可减小59.06%,散热板总质量最大可减小4.24%,新型散热板结构具有一定的高效与轻质性。研究结果对空间堆电源系统热管式辐射散热器设计具有指导意义。     

预冷型组合循环发动机技术

预冷型组合循环发动机具有工作速域宽、比冲高和推重比大等优点,在未来空天领域有广阔的应用前景。本文首先回顾了LACE、SABRE和ATREX等主要预冷型组合循环发动机的工作原理、技术特点和研究情况,对各型发动机热力循环中面临的难点问题进行了分析。其次,针对发动机预冷器、压气机、涡轮和燃烧室等关键部件,建立了热力循环计算模型,研究了预冷和燃烧对冷却剂的流量需求问题、预冷器与压气机性能参数匹配问题和压气机与涡轮共同工作问题等。结果显示,1.0～2.0倍当量比的氢在马赫数0～4.5速域内能将空气冷却51～476 K,而相同流量的甲烷在马赫数0～4.0速域内仅能将空气冷却24～182 K;熵函数用于表征预冷器和压气机在热势差效应和功热转换过程中的能量损失总和,根据发动机性能需求,在熵函数图上可设计不同的当量比-压比（φ-π_c）协同工作线;涡轮总功率是影响预冷发动机压气机压比的主要原因,与传统涡轮相比,驱动涡轮的工质（冷却剂）流量小,要求涡轮单位功率高,给涡轮设计带来挑战。最后结合评估结果对预冷型组合循环发动机的未来发展提出了一些建议。     

折叠V形钝体火焰稳定器原型的稳燃机制研究

为了掌握折叠V形钝体这一新型火焰稳定器的稳燃机制,采用风洞实验与混合雷诺平均/大涡模拟结合的方法对常压条件下10组不同折叠角的折叠V形钝体火焰稳定器原型进行了冷态实验与热态数值模拟研究。其中冷态实验风速10~50m/s,热态数值模拟工况为进气温度700K、来流速度50~150m/s,当量比0.3~1。通过PIV实验测得了折叠V形钝体回流区冷态流动特征,并结合数值模拟方法研究并讨论了折叠V形钝体绕流尾迹区旋涡特征;通过数值模拟研究了燃烧条件下、折叠V形钝体下游槽向驻涡结构发展变化规律。研究初步探明折叠V形钝体总压恢复系数、阻力系数、抗吹熄能力与燃烧效率优于标准钝体的原因,并发现折叠角角度较小的折叠V形钝体,尾迹中心区域无典型回流区,但仍能通过槽向驻涡结构形成驻涡稳燃速度型,该速度型有利于冷态绕流流速的恢复与热态燃气的加速。     

展开式变体垂直起降飞行器气动布局与控制策略设计及飞行验证

垂直起降飞行器具有固定翼飞行器飞行航程远、飞行速度快的性能优势,又同旋翼飞行器一样机动灵活,具有垂直起降的功能,近年来成为飞行器研究领域的研究热点之一。尤其是尾座式垂直起降飞行器由于其结构简单、重量利用率高等优点,受到了较多关注。本文提出了一种机翼可展开的尾座式变体垂直起降飞行器总体布局方案,为该布局设计了一种具有自锁功能的机翼变体驱动机构。利用风洞测力实验对飞行器固定翼巡航模态、四旋翼悬停模态及变体过渡过程的气动力进行研究,给出了飞行器在固定翼巡航模态下的配平能力与飞行性能,及前倾加速及变体过渡过程中的气动特性。并提出了一种升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略,有效提升飞行器悬停模态的航向控制力矩。通过对飞行器变体转换过程的受力情况研究,为该构型飞行器设计了一种基于空速与俯仰姿态角的变体过渡控制策略。对该构型飞行器进行了飞行试验验证,结果表明飞行器在四旋翼悬停和固定翼巡航模态下表现出良好的操纵性和抗风能力,成功实现了平稳的无高度损失模态转换,验证了控制策略的有效性。     

内壁结构对气体中心式同轴离心喷嘴喷雾特性影响

通过改变气体中心式同轴离心喷嘴的气喷嘴内壁结构,分别对平滑内壁（A）、内壁加凹腔（B）和内壁加凸起（C）的3种喷嘴的喷雾特性进行了实验观测,同时为分析气喷嘴内壁结构改变引起的流场变化,在不考虑液相的情况下对纯气相流场进行了三维模拟研究。结果表明:3种喷嘴的雾化锥角均随气体质量流率的增加而减小,随液体质量流率的增加而增大。气喷嘴内壁加凹腔,对喷嘴的雾化锥角、破碎长度以及自激振荡频率几乎没有影响;而气喷嘴内壁加凸起则对喷雾特性有显著影响。相同工况下,内壁加凸起会使气喷嘴出口的引射作用增强,雾化锥角减小,同时气液间更强的相互作用使喷雾破碎长度随之减小。喷雾自激振荡发生时,内壁凸起亦会导致喷雾自激振荡频率随之增大。3种喷嘴的自激振荡频率均随气体质量流率的增加而增大,并对3种喷嘴的喷雾自激振荡诱发及维持机理进行了分析。通过实验探究了不同凹腔、凸起大小对喷雾特性的影响,对于B喷嘴,其喷雾的雾化锥角、破碎长度几乎一致,自激振荡频率亦差别不大;C喷嘴的雾化锥角、破碎长度均小于B喷嘴,且随凸起的增大而减小,而自激振荡频率均大于B喷嘴,且随凸起的增大而增大。      

缝式机匣处理对对转压气机最先失速级的影响

为探究缝式机匣处理对对转压气机最先失速级的影响规律,以双级对转压气机为研究对象,采用数值模拟的方法,开展了缝式机匣处理对对转压气机最先失速级的影响研究。研究表明:缝式机匣处理下该对转压气机的失速初始扰动类型仍为突尖型失速,机匣处理前移压气机的最先失速级由转子R2转换为转子R1,而机匣处理后移未改变该压气机的失速级。机匣处理前移抑制了转子R2前缘溢流的发生,降低了叶片通道内的非定常脉动强度,而转子R1在近失速工况下叶片前缘溢流加剧,主流和泄漏流的交界面被推出叶片通道,同时叶片通道内的非定常脉动强度增大,最终使得转子R1首先进入失速状态;机匣处理向转子R2下游移动,难以抑制前缘溢流的发生,虽然此时转子R1也出现了前缘溢流现象,但转子R2前缘溢流更剧烈,主流和泄漏流交界面的位置更远离叶片前缘,更容易使压气机发生失速。      

基于DoE方法的二冲程点燃式煤油发动机爆震试验

针对二冲程航空煤油发动机单参数调整喷油量或点火提前角来抑制发动机爆震,提出了一种喷油-点火协同控制的发动机爆震抑制策略,以一台二冲程点燃式发动机为对象,利用一维性能仿真计算平台对其建模与仿真分析,根据试验设计方法（design of experiment, DoE）得到基于喷油-点火协同控制策略下的喷油量和点火提前角的MAP图,并开展了试验研究。结果表明:在转速为4800 r/min时,相比于单参数控制点火提前角抑制煤油发动机爆震,采用优化策略后发动机爆震燃烧得到有效抑制,油耗率小幅度增加,功率损失减小且排气温度显著降低,并且在不同负荷下的发动机功率恢复最低能够达到汽油机的88.3%;在转速为5000～6500 r/min、全负荷工况下,发动机功率恢复最高能够达到汽油机的96.2%,排气温度控制在475 ℃以内,能够有效改善发动机性能。      

带有ERSFD的航空弧齿锥齿轮动态特性

将弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）引入弧齿锥齿轮传动（SBGD）系统中以改善其动态特性。基于广义雷诺方程建立内外油膜控制方程,并通过半解析方法得到弹性环的变形,获得ERSFD油膜力后基于径向基（RBF）神经网络建立其近似模型,建立带有ERSFD支撑的8自由度SBGD系统双向流固耦合动力学模型,借助分时迭代方法获得系统稳态响应。结果表明:内油膜压力沿圆周分段式分布,且沿偏移线为非对称分布;ERSFD的存在有效削弱了油膜力与偏心率之间的非线性关系;弹性环凸台厚度的增加,使系统振动响应的幅值整体下降,并抑制了5200～8200 r/min转速范围内系统的混沌行为,有效改善了SBGD系统动态特性。      

飞机货舱可燃物在干扰源状态下 火灾特征参数研究

目前民用飞机货舱主要采用传统光电式烟雾探测器来识别火灾烟雾,但由于飞机货舱中悬浮有其他干扰颗粒（灰尘、水蒸气等）会触发火灾探测器报警,传统光电式烟雾探测器存在误报率高的问题。采用基于双波长及索特平均粒径的光电式烟雾探测器采集飞机货舱典型燃烧物、干扰源的红外光散射功率、蓝光散射功率,以此作为火灾参数,通过对颗粒物红外光散射功率与蓝光散射功率进行分析,结合索特平均粒径分析,为研发复合型烟雾探测器优化火灾参数。结果表明：红外光和蓝光对火灾烟雾颗粒有较好地响应,结合索特平均粒径,可以有效区分火灾烟雾颗粒与非火灾烟雾颗粒,降低误报率,干扰源误报率不超过6.7%。