用PIV技术研究四角切圆锅炉燃烧器区冷态燃烧流场的湍流积分尺度

四角切圆锅炉内煤粉的燃烧过程对提高锅炉运行效率及NOX减排有着显著的现实意义。通过搭建四角切圆锅炉冷态模型,利用粒子成像测速技（Particle Image Velocimetry）,采用空间相关分析方法,针对燃烧器区四角射流复杂湍流的涡拟序结构,开展基于湍流积分尺度来表征的3个典型水平层面涡尺度分布规律研究。通过对湍流积分尺度和时均速度的相关分析研究,认为冷态燃烧器区湍流涡尺度分布不仅与风口流速相关,同时还与风层位置密切相关,并不与风口流速呈线性变化规律,上一次风层涡尺度分布与其它两个风层的相比存在很大差异,因此湍流积分尺度的研究对煤粉高效洁净燃烧具有一定的理论指导意义。     

喷射角对涡轮叶栅端壁气膜冷却的气动影响

在大尺寸低速平面叶栅风洞中,对前缘上游有单排气膜孔的涡轮导向叶栅端壁气膜冷却进行了气动实验。在喷射角25°,35°和45°以及吹风比1,2,3下详细测量了叶栅通道中的三维流场,得到了全速度和二次流速度分布,并由此计算了二次流动能的大小。着重研究了喷射角对端壁气膜冷却的气动特性和对叶栅通道中特别是端壁附近的流场结构的影响。数据表明减小喷射角度可以减小通道涡的强度和尺寸,使冷气射流核心更贴近壁面,但同时也明显地增大了壁面附近的气流速度。在高吹风比下,35°喷射时射流将冷气输运到压力边的能力比25°喷射和45°喷射都要强。     

测压点分布对嵌入式大气数据传感系统计算精度的影响研究

测压点是嵌入式大气数据传感(FADS)系统的数据来源,其分布形式直接影响到系统测量精度。基于牛顿模型和滤波算法建立FADS计算模型;以球形机头为例,设定飞行剖面的马赫数范围为4.30~15.79,高度范围为25~70km;得出测压点圆周角、圆锥角和非对称分布下大气参数的计算误差。结果表明:沿圆周方向增加测压点数量,可提高FADS系统测量精度,但存在门槛值,超过此门槛值效果有限;在测压点数量相同的情况下,增大圆锥角可明显提高FADS的测量精度;测压点的非对称分布则对测量精度没有影响。     

民航二所四项科研成果获2009年度民航科学技术奖

近日．经民航局科学技术委员会评审并公示．．民航二所“民航除冰防冰关键技术研究及应用“和“多点定位关键技术研究”获民用航空协会科学技术奖一等奖．“电子进程单处理系统”和“机场控制区人员和车辆安全管理系统”获民用航空协会科学技术奖二等奖。     

一种三段加热立式高温均热炉的研制

介绍了一种用于Fe-C高温共晶点装置复现的三段加热立式高温均热炉,包括炉体的设计结构、温度控制系统、复现用腔体的密封结构设计和冷却水与充气保护系统等。对炉体温场的测试结果表明:该炉体能够满足设计的预期要求,实现Fe-C高温共晶点的复现。     

探测点序列的最优化与简化计算方法

在搜索状态建模和求解一阶搜索状态方程的特征迹线解的基础上,建立了对随机运动进行离散时间探测的发现概率最优控制模型,结合动态规划原理给出一种最优探测点序列的逼近算法,并给出了短时计算的算法简化形式。在满足一阶搜索状态方程的随机恒速目标条件以及有限指数探测函数条件下,将给出的算法及其简化形式应用到算例。算例表明,当随机恒速运动目标初始位置和速度均服从圆正态分布时,该算法及其简化形式均能够由任意给定的初始探测点序列优化收敛到满足精度要求的最优探测点序列。     

基于数据挖掘的航空发动机状态参数离群点分析

利用机载数据采集系统和传感器获得的发动机状态参数往往存在粗大误差,影响故障诊断的准确性。采用数据挖掘算法中基于统计学的离群点分析,并与厂家系统的分析结果相比较,结果表明,该方法能够有效地剔除粗大误差且不会误删有用数据。     

亚音速、大攻角、时间域完全非定常机翼气动力的计算方法

 当前有关大攻角机翼气动力的数值方法,多数只适用于不可压情况。对于亚音速范围,只对定常情况进行过计算,至今尚未见到非定常方面的文章。为此,我们将文献[1]的方法作进一步发展,使之适合于计算大攻角非线性问题。由于亚音速非定常时间滞后以及尾涡形状不断变化,所以计算比较复杂,本文在处理过程中力求简单。     

微喷管内声速点位置及临界压比

为提高微型空间推进器和微型气体涡轮机等微型器件的性能,利用有限体积法求解二维可压缩N-S方程模拟了扩张比为1.7的收缩-扩张微喷管内部的流场结构和温度分布,研究了尺度效应对微喷管内部流场结构的影响,计算中微喷管的喉部宽度为1～200μm.数值结果表明：在扩张比和进出口压力相同的条件下,微喷管出口马赫数随着微喷管尺度的减小而减小.微喷管内首次出现声速点的位置随着喷管尺度的缩小从喷管喉部逐渐移向喷管出口,临界压比值随着喷管尺度的减小而减小.     

基于差分进化算法的再入可达域快速计算

针对高升阻比高超飞行器再入可达域计算问题,提出了基于差分进化算法和倾侧角插值相结合的混合求解方案。通过设计罚函数和适应度函数极值化将再入过程等式约束和不等式约束添加到优化指标。为了减小参数化倾侧角剖面的搜索空间,利用带约束的差分进化算法求解满足再入过程约束和终端约束的再入轨迹。在分别得到最大横向航程和最大纵向航程的倾侧角剖面后,利用插值法快速生成倾侧角指令集,进而实现再入可达域的快速计算。以高升阻比飞行器CAV-H为对象,设计仿真算例,结果表明,该混合优化求解方案易于实现且具有良好的可操作性。