脉冲横向射流的大涡模拟

为了研究脉冲气膜冷却的流动特性,采用基于高阶对称加权本质无振荡(WENO)-Roe格式和隐式牛顿迭代时间推进、动态亚格子模型和预处理技术下的大涡模拟(LES)计算方法,对吹气比为1.0下的斜管横向射流进行了稳态和脉冲两种不同工况下的数值模拟.计算结果显示了射流流场中存在发卡涡结构,研究表明射流孔进口位置的脉冲改变了射流出口拟序结构,即改变了射流与主流的掺混过程.      

低排放驻涡燃烧室冷态流场特性试验

利用粒子图像测速仪(PIV)对低排放驻涡燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:低排放驻涡燃烧室涡系结构稳定,在主流后方的驻涡区存在主副双涡结构,联焰板后方的驻涡区存在单涡结构,两者之间特征截面呈现出双涡涡系逐渐向单涡涡系过渡,涡心位置也随截面的变换而变化.随着进口马赫数(0.15~0.30)的增大,主涡面积随之增加,副涡面积在进口马赫数为0.2时最大,而各特征截面上主副双涡及单涡的涡心位置基本不变.驻涡区涡系强度及其边缘的气流速度,以及主燃区的气流速度均随进口马赫数增大而提高.总压损失随进口马赫数(0.15~0.30)的增大而增加.      

一种串并转换器件单粒子效应试验研究

针对型号用新型器件抗辐射能力评估的需要,研制了串并转换器件单粒子效应检测系统,并对卫星型号中准备使用的一款26位串并转换器件进行了单粒子效应评估试验,得到了器件抗单粒子锁定的阈值,并发现该器件在单粒子辐照下会出现连续位输出错误。结合器件版图、结构分析了单粒子效应造成连续位错误的原因,为器件厂家后续设计改进和卫星型号进行系统级抗辐射加固设计提供了依据。     

边界扫描技术在电路板故障诊断中的应用

现代飞机中使用的电路板大量采用集成度很高的IC,尤其是BGA器件。传统的测试方法已经无法进行或者测试效率很低,并且测试的覆盖率也不高,电路板调试工作极为困难,迫切需要一种高效的测试手段来解决硬件测试中遇到的难题。文章采用边界扫描技术设计的电路板自动测试设备（ATE）很好的解决了高性能电路板测试的难题。     

基于RANS-LES混合方法的翼型大迎角非定常分离流动研究

使用雷诺平均Navier-Stokes方程-大涡模拟（RANS-LES）混合方法中的延迟分离涡模拟（DDES）方法,模拟了NACA 0015翼型在大迎角下的静态绕流和强迫振荡运动并与实验值进行了比较。在大迎角静态翼型大分离流动模拟中,DDES方法捕获了非定常RANS计算未能获得的机翼背风面的涡脱落现象。在所采用的RANS和DDES模型中,基于剪切应力输运（SST）湍流模型的SST-DDES混合方法给出的时均压力系数分布与实验吻合得最好。在大迎角强迫振荡翼型绕流模拟中,DDES方法得到的非定常气动载荷与实验值吻合得很好,正确地反映了最大迎角处阻力和俯仰力矩的阶跃性突变,而非定常RANS计算则给出了完全错误的趋势。     

飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

以飞机起降过程中主翼和尾翼产生反向涡系存在相互作用的事实为背景,设计了一套反向双漩涡发生装置。通过改变两涡的位置关系与初始涡强度比值,采用流动显示与粒子成像测速(PIV)技术,对涡系相交不稳定性的作用特性进行了研究。结果表明:小涡的引入改变了主涡原有运动轨迹,合理地引入小涡的位置与小涡的强度,对主涡能量的衰减有明显的促进作用,但它们之间不呈现明显的线性关系;涡空间运动轨迹的分析,对未来完善机场起降控制模型有一定借鉴意义;实验结果也为飞机整体设计提供了一定参考依据,在满足飞行力学的设计基础上,优化整体气动布局对降低飞机尾流强度有显著的影响。     

仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象,设计的尾缘锯齿幅值为10%弦长,周期为4%弦长。模拟了来流速度为31 m/s、0° 攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场,对应的基于弦长的雷诺数约为310 000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响,并通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现,锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声,在4 000 Hz以下,窄带噪声最多可降低约16 dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明,该状态下翼型噪声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导,尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象,降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动,减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量,并有效降低尾缘附近涡的展向相关性,这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。     

模型预混燃烧室线性稳定性分析

针对钝体火焰稳定器结构的模型预混燃烧室进行了线性稳定性分析.利用COMSOL Multiphysics软件求解了三维Helmoholtz方程,方程的源项为耦合指数-延迟时间模型.对模型预混燃烧室进行非定常计算得到了化学反应速率的周期性变化,确定了非定常热释放发生在火焰的尖端.由压力和温度信号的相位差得到了当量比为0.72,0.8,0.88,0.97四个工况的延迟时间,分别为0.6,0.3,0.9,0.6ms.线性稳定性分析得到了模型预混燃烧室系统纵向模态频率的实部和虚部,当虚部为负数时表示线性不稳定.结果显示:系统的前5阶纵向模态中,2~4阶是线性不稳定的.其中3阶纵向模态的虚部绝对值最大,它的物理意义是对小扰动的增长率最大.因此在有扰动时,3阶纵向模态最有可能线性失稳,产生燃烧不稳定性现象.      

可压缩平板边界层转捩的大涡模拟

入口利用层流速度型叠加二维和三维Tollmien-Schliting(T-S)波,应用动态亚格子模型、预处理技术以及高精度算法,采用大涡模拟(Large eddy simulation,LES)数值计算方法,对可压缩平板边界层空间模式的转捩机理及其拟序结构进行了研究。计算结果展示了T-S波经历线性、非线性发展阶段破碎形成发卡涡,最终演化成具有4个涡环的涡链结构的整个过程,并揭示了发卡涡涡腿并非完整对称及低速条带在涡环产生的位置不连续的现象,探讨了主流向涡与壁面相互作用诱导生成次流向涡的机理。     

Optical orbital debris spotter

The number of man-made debris objects orbiting the Earth, or orbital debris, is alarmingly increasing, resulting in the increased probability of degradation, damage, or destruction of operating spacecraft. In part, small objects (<10 cm) in Low Earth Orbit (LEO) are of concern because they are abundant and difficult to track or even to detect on a routine basis. Due to the increasing debris population it is reasonable to assume that improved capabilities for on-orbit damage attribution, in addition to increased capabilities to detect and track small objects are needed. Here we present a sensor concept to detect small debris with sizes between approximately 1.0 and 0.01 cm in the vicinity of a host spacecraft for near real time damage attribution and characterization of dense debris fields and potentially to provide additional data to existing debris models.