贫燃预混旋流火焰的模态转换燃烧不稳定特性分析

为进一步研究燃烧室燃烧不稳定特性,通过实验对贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性模态转换现象进行了研究。在贫燃的情况下进行了甲烷-空气预混旋流燃烧实验,用动态压力传感器测量火焰场动态压力,用光电倍增管捕捉CH~*化学发光,用4kHz频率的高速摄像记录火焰图像。发现当量比渐增到0.72附近时,燃烧有明显的模态转换,压力脉动主频由264Hz突变为187Hz,脉动幅值大幅增加。采用本征正交分解法得到各模式空间分布,通过模态系数进行快速傅里叶变换(FFT)分析,得到流场时间分布特征。发现模态转换前平均火焰为喇叭形,转换后为"M"型,模态的转换与涡脱落模式有重要关系。     

碳纤维丝缠绕无人机毁伤效能分析

无人机的应用随着科技的进步迅速发展,但在交通等方面带来的安全隐患却逐渐凸显。基于碳纤维丝缠绕无人机毁伤机理,采用ABAQUS有限元分析软件对不同形状纤维丝缠绕无人机螺旋桨过程进行了数值仿真分析。结果表明,不同纤维丝形状对螺旋桨缠绕的效果不同：对螺旋桨旋转速度的影响,圆形纤维丝缠绕效能较优;而对螺旋桨前行速度的影响,矩形纤维丝缠绕效能更优,该结果可为以后此类反无人机方式中对于纤维丝的选取提供参考。     

自燃推进剂模型燃烧室高频纵向燃烧不稳定性

采用集总燃烧模型对某自燃推进剂模型燃烧室的高频纵向燃烧不稳定性进行了分析,计算了液滴蒸发速率沿轴向分布,忽略化学反应时间,近似采用蒸发速率峰值位置代替集中燃烧锋面位置,采用NASA经验公式给出了相应的敏感时滞和相互作用指数,建立了考虑自燃推进剂液滴蒸发过程的高频纵向燃烧不稳定性量化分析模型。基于系统振荡增益变化曲线,分析了不同液滴初始速度条件下稳定性趋势。研究表明:集中燃烧锋面位置对于高频纵向燃烧振荡具有重要影响,液滴平均粒径和液滴初始速度的增加都会导致其向下游移动,相应振荡增益会减小,稳定性提高。当平均粒径超过150 μm时,模型燃烧室振荡增益幅值降低至10以下,达到了理论上的稳定。     

一种弱重力环境下的高速旋转载体滚动角快速对准方法

为解决高速旋转载体无控飞行段弱重力环境下惯导空中动基座对准问题，研究了基于旋转载体惯性信息特征的滚动角快速对准方法。首先分析了旋转载体的惯性信息特征。针对这一特征，提出了一种基于载波相位跟踪的滚动角对准方法，仅利用Y轴陀螺或Z轴陀螺信息即可实现滚动角的快速对准。为进一步提高该方法的适应性，充分利用Y轴陀螺或Z轴陀螺的信息，提出了一种基于双信源信息融合的惯导滚动角对准方法，以实现最优的滚动角跟踪结果。仿真与试验结果表明，该方法可在不依赖卫星、无初始姿态角且载体失重的条件下，5s内完成滚动角快速对准，且对准精度优于3°。该方法可自适应地剔除异常滚动角跟踪结果，有效提高了高速旋转载体用惯性导航系统对复杂力学环境的适应性与可靠性。     

水下固体火箭发动机垂直气体射流结构和推力影响研究

为了探究高背压水介质条件下,固体火箭发动机垂直气体射流在浮力影响下的流场结构和发动机推力特点,建立了轴对称几何模型,在考虑有/无浮力的条件下,采用VOF(Volume of Fluid)多相流模型进行气体-水两相耦合仿真计算,获取尾流气体射流流场结构,以及发动机尾部壁面受力和推力振荡曲线进行分析。研究结果表明,考虑浮力的仿真结果更加符合试验结果;射流动量段气体的马赫数分布会导致喷管出口附近的气-水界面产生周期性胀鼓-颈缩,从而引起尾部空间背压振荡,在设计工况下,尾部压力变化范围为环境水深压强的0.327到2.43倍;背压振荡将引起尾壁面受力振荡和推力振荡,振荡频率为736.89Hz;气体射流喷出过程中,气-水界面由速度梯度主导的开尔文-亥姆赫兹（K-H）不稳定性逐渐转变为由重力和浮力主导的瑞利-泰勒（R-T）不稳定性。     

具有气液同轴喷嘴的液体火箭发动机燃烧室压力振荡及其声学特性研究

为探究液氧/煤油液体火箭发动机气液同轴喷嘴模型燃烧室具有良好稳定性的原因,采用非稳态雷诺平均（URANS）方法数值研究了其燃烧不稳定性和声学特征。两相燃烧条件下,燃烧室压力振荡幅值约为室压的10%左右、最大不超过25%,且以纵向和横向振型为主。一周六径隔板对横向振型具有很强的抑制作用,但对纵向振型影响较小。与液-液撞击式液氧/煤油发动机模型燃烧室相比,本文研究的燃烧室中煤油液滴没有发生超临界蒸发现象,第三邓克尔数较小,诱发燃烧不稳定性的激励源较弱。进一步通过数值定容弹激发了燃烧室多模态声学特征压力振荡,并得到了其振荡特征频率、幅值和衰减率。结果表明,气喷嘴具有四分之一波长喷嘴特征,能显著减小目标振型的幅值,而集气腔对纵向振型具有很强的抑制作用,同时对其他振型也有程度不同的抑制效果。因此,较弱的燃烧不稳定性激发机制以及隔板、气喷嘴和集气腔对纵向和横向振型很强的抑制作用,使得该液氧/煤油发动机气液同轴燃烧室具有很好的稳定性。     

Ⅰ型彗尾中MHD波的特征分析

本文根据Ⅰ型彗尾的背景材料，分析了MHD波的色散关系，探讨了螺旋波的稳定性及其演变的特征．根据初始条件的不同，有的彗尾中可以产生稳定的螺旋波，有的则不然，只能是浑云状态．文章给出了理论推演，列出了观测结果，理论和观测能较好地符合．可进一步结合Hale－Bopp彗星的观测，进行对比和检验．     

双轴涡喷发动机转差线确定

转差是双轴发动机台架验收的参数之一，它表明该发动机的高压转子换算转速ｎ２和涡轮前燃气换算温度Ｔ３的关系，并间接地反映了高低压转子的匹配关系。一个机种型别应有标准的转差线，用以确定具体的每台发动机的转差值。本文分析了多种可能的转差线的计算途径，并提出在实践中如何确定转差线的方法。     

跨声速轴流压气机径向涡现象与失稳机理

对NASA Rotor 37进行数值模拟并与实验结果对比,计算了堵塞点到失稳点的全部工况,详细探究了跨声速轴流压气机附面层分离规律与失稳机理.研究发现:激波后的吸力面附面层中存在一条径向涡,它增强了附面层分离,使部分靠近吸力面的主流向叶尖堆积.随着工况向失稳点推进,压气机转子叶尖出现两块堵塞区,由叶尖泄漏涡与激波作用引起的堵塞区位于压力面前端,由叶尖泄漏涡与径向附面层分离涡耦合作用引起的堵塞区位于吸力面50%弦长后,两块堵塞区的叠加作用最终引起压气机失稳.      

轴承供气压力对静压气体轴承-转子系统动力学特性影响的实验

为了研究轴承供气压力对气体轴承-转子系统动力学特性的影响,在静压气体轴承支承的压气机与透平同轴结构的涡轮膨胀制冷机试验台上,开展了相应的试验研究。采用分岔图、轴心轨迹、频谱分析等振动测试分析方法,分析了供气压力对临界转速和低频特性的影响。实验结果表明:轴承供气压力为0.80MPa,转子在26000r/min时未出现半速涡动;轴承供气压力为0.75MPa,转子在50000r/min时的低频振动幅值仅为工频振动幅值的5%,远小于相同转速时0.80MPa下的相对值(低频振动幅值与工频振动幅值的比值为34.89%)。因此,供气压力的增大带来气膜直接刚度的增加,能够消除气膜的半速涡动;供气压力的降低带来气膜阻尼比的增加,能够抑制气膜振荡的幅值。