基于在线可变导叶角的涡轴发动机优化控制

研究了基于在线可变压气机导叶角的涡轴发动机最小油耗优化控制.分析了压气机导叶角的变化对涡轴发动机的影响.提出了基于在线可变导叶角的涡轴发动机优化控制方法.最后,进行了涡轴发动机最小油耗优化控制的仿真实验.仿真结果表明通过调节压气机导叶角可以使单位功率耗油率降低3%～7%,具有实际应用价值.      

水反应金属燃料发动机三维两相燃烧数值模拟

用三维湍流N-S方程及颗粒轨道模型描述水反应金属燃料发动机内部喷雾两相湍流燃烧过程。通过耦合求解气液两相流模型方程,得到发动机燃烧流场。通过模拟Mg与水的反应,分析比较了一次和二次进水方案的不同流场特性。研究结果表明,二次进水方案更有利于火焰稳定和提高燃烧性能。     

超声速进气道快速CFD数值模拟计算方案(英文)

根据进气道内部流动特征,并结合现有工程设计经验和试验结论,提出从进气道喉道段出口截面截断,简化取其超声速扩压段和喉道段与其外部流场统一构造出具有单一性态超声速流动的流场计算域,既缩减了CFD数值模拟的计算规模,又提高数值计算的收敛性。经实例计算分析表明,解算速度和效率大大提高,单个计算工况仅需时不到20 m in即可快速完成求解,并可基于数值计算模型提取出进气道捕获流量和最大总压恢复系数等全部主要性能参数,特别适合于在超声速进气道方案设计阶段用来快速进行性能评估和方案选型,有利于提高设计效率,缩短研制开发周期。     

挡板对四模块可调进气道特性的影响

针对RBCC发动机Ma=2.5～7.0宽范围工作要求,设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道,并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响.数值计算结果表明:进气道整个工作范围内总体性能较优,特别是流量捕获能力.带挡板时进气道流场基本保持了二维特征,不带挡板时两侧具有明显的三维特征,压缩效率降低,流量系数显著下降.带挡板时进气道左/右模块性能基本相等,不带挡板时左/右模块差别明显,与右模块相比,左模块基本保持了二维流动特征,压缩效率明显更高.     

政态与心态决定着中日近代（现代）化的不同命运

本文第一部的要提醒人们历史上的文化遗产往往在现实社会的各个领域广泛保存着，不了解现实，很难研究历史；第二部分讲中国没有走向资本主义道路的原因，主要是中国的古代社会结构决定着中国社会的不同走向；第三，日本走向资本主义的原因，是日本古代社会结构和中国有很大差别，所以，走了不同的道路。     

出口边界条件对跨音扩压器流场的影响

本文对音速及等压两种不同的出口边界下跨音速扩压器的流场做了实验研究.扩压器的扩张角为6°,激波波前马赫数均为1.335.实验结果表明:在等压出口边界条件时,激波自恃振荡的幅度及分离包的尺度比音速出口条件时要大得多.     

一种直升机进气道方案的电磁散射特性

本文对一种与发动机舱融合设计的直升机进气道在不同的极化方式、不同终端、不同攻角和方位角下的电磁散射特性进行了实验研究,分析了各种状态下雷达散射特性。研究表明,该类进气道RCS在垂直极化方式时比水平极化方式小;采用短路终端时的RCS明显要比采用叶片终端时高;近侧飞时(90°～105°)比前飞和近倒飞状况下的雷达散射截面大;在攻角分别为-10°,-5°,0°,5°,10°的实验中,当攻角为10°时的RCS值较小,而当攻角为-5°时的RCS值较大。     

弹用亚、跨音速S形进气道研究的一些进展

本文简要回顾了十年来国内弹用亚、跨音速S形进气道的研究工作,从进气道设计,进气道内外流场数值计算,进气道/发动机匹配,测试技术和数据处理等方面,扼要叙述了近年来所取得的一些进展.     

混压式超声速进气道流场数值模拟

采用有限体积法对积分形式的Navier-Stokes方程组进行空间离散,所获得的半离散常微分方程采用多步Runge-Kutta方法推进求解。为增大稳定性允许的CFL数和加快收敛速度,采用了当地时间步长、残差光滑技术和多重网格法等策略。数值模拟了二维混压式进气道,给出了该进气道的内外流场结构和表面压力分布。     

对进气道插板试验数据的一点探讨

以实际进气道 /发动机插板逼喘试验数据为依据 ,对发动机进口畸变流场的试验数据进行了分析 ,并对进一步改进动态数据采集的设计提出了一点看法 ,供探讨。