进气道旋流发生器的设计与数值模拟

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,设计了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.利用CFD数值模拟技术,对旋流发生器进行了各种组合的流场计算,分析了可调参数对旋流发生结果的影响.结果表明,所设计的旋流发生器能够产生整体涡强度达8°～22°的旋流,叶片数对旋流整体涡强度的影响最为显著.     

燃料组分差异对贫油熄火边界的影响

为了推进替代燃料的多元化,扩大航空燃料的组分分布。以标准航空煤油为基准,研究了柴油和高沸点费托油对燃烧室贫油熄火边界的影响。实验采用单头部燃烧室,通过改变燃烧室进出口压力,研究其熄火边界的变化规律,并分析了其与理化性质和组成的关联关系。结果显示在220kPa的出口压力下,航空煤油的熄火性能略优于另外两种燃油,高沸点费托油相比航空煤油熄火边界窄5%,而在140kPa的低压条件下,高沸点费托油的熄火边界相比航空煤油拓宽了8%。分析得到整体上低沸点烷烃和直链烷烃的熄火性能较好。      

基于CH自由基发光的旋流火焰放热率时空特性研究

对不同工况下CH4/air旋流火焰的放热率在时间上的热声振荡现象和空间的三维形态转变两方面进行了研究。在燃烧形态转变方面,由于旋流火焰的复杂流场分布特性,采用基于化学自发光的三维计算层析技术(3D-CTC),测量了雷诺数从5 000到20 000的三个工况下旋流燃烧的CH*发光三维火焰结构。以此表征放热率的三维分布,实现对旋流火焰放热空间形态的测量。该诊断方法通过对旋流火焰发光在8个视角下的二维成像,结合层析重建算法得到其三维CH*分布信息。为验证重建保真度,将重建后结果二维可视化与高速摄影下的二维时均结果进行对比,结果表明重建误差在5%以内。研究中,分析了不同雷诺数下放热率的空间变化规律,结果显示所有实验工况下放热率的垂直于喷嘴方向的变化程度比沿喷嘴轴向的要剧烈;而随着雷诺数增加,最大的放热区表现出了明显的向后推进趋势。在旋流燃烧的热声振荡方面,利用CH*的二维高速摄影,对旋流燃烧的放热率不稳定性进行研究,发现放热率的振荡频率随着雷诺数的增大逐渐增加。      

基于FQFD的太阳能无人机设计指标排序方法

为解决太阳能无人机（UAV）总体设计中任务需求表达模糊、技术指标重要度排序决策困难的问题,提出了基于模糊质量功能展开（FQFD）的太阳能无人机总体设计指标排序方法。该方法在传统质量功能展开（QFD）质量屋的基础上,引入三角模糊数,表征任务需求的不确定性和模糊性;在模糊隶属度函数未知的情况下,采用α加权修正水平截集去模糊化方法计算技术指标重要度,获得技术指标重要度排序,为总体设计优化决策提供依据。最后以长航时太阳能无人机的总体设计为例,对任务需求—工程特性—技术指标的两级质量屋模型进行计算分析,得到续航能力、巡航高度、动力系统效率、巡航速度和气动效率是太阳能无人机最重要的5个技术指标的结果。此方法客观性较强,可处理复杂的系统不确定性,为太阳能无人机总体方案设计及决策应用提供参考依据。     

腔室型旋流发生器的设计与仿真研究

为了模拟旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一套腔室型旋流发生器,通过灵活改变腔室几何构形来形成不同类型和强度的旋流,利用先进的CFD数值模拟方法开展了旋流器流场特征的研究并对旋流畸变指标进行了详细分析。结果表明,腔室型旋流发生器能够产生不同强度的整体涡和对涡旋流,气动交界面处整体涡最大旋流角可以达到65.8°,对涡最大旋流角可以达到58.2°;在压气机进口截面,近壁面处旋流强度最大,整体涡可达43.5,对涡可达9.26;整体涡主要影响叶尖流场,对涡主要影响叶尖和叶根的流场。随着流量的增加,旋流器总压恢复系数降低,整体涡强度增加,对涡强度降低。     

航空发动机两级反向旋流燃烧室燃烧流场大涡模拟研究

为深入了解真实航空发动机内燃烧流场,采用动态亚网格模型结合单步快速化学反应(FC)、火焰面(FLM)及反应进度变量(FPV)等三种燃烧模型对径向两级反向旋流燃烧室单头部构型进行了大涡模拟。为避免模型简化误差,对燃烧室包括全部气膜冷却孔在内的精细结构进行了完全仿真。在已达到统计定常状态的冷态流场基础上首先模拟了燃料喷注和掺混过程,约2.6ms后燃料到达真实的点火位置,随后采用FPV模型在半径3mm的球形区域数值模拟了点火,展示了在主燃孔横向射流作用下初始火焰沿化学恰当比混合分数等值线传播并充满整个火焰筒的发展过程,结果显示火焰到达燃烧室出口的耗时约为6～7ms。不同模型算法预测的平均温度场与CARS测量结果作了对比,LES-FPV,RANS-FPV,LES-FLM以及参考文献中RANS-FLM计算平均误差分别为3.47%,4.17%,7.76%和11.22%,表明LES改进了模拟精度,且FPV模型显著优于FLM模型。RANS-FPV预测的出口存在严重热斑,导致其给出的出口温度分布因子(OTDF)及最大径向温度分布因子(RTDF)值分别达到0.593和0.313;LES-FPV结果均匀性最好,其预测值分别为0.284和0.193。     

星敏感器在轨光行差修正方法研究

星敏感器作为目前航天器中最重要的姿态测量敏感器,其精度直接影响航天器姿态测量精度,因此对其误差源进行分析和修正则尤为重要。提出了一种星敏感器在轨光行差修正方法,根据光行差产生的原理和特点,将星敏感器沿探测器X和Y方向产生的光行差误差角巧妙地转换为光行差误差四元数,并直接对输出四元数进行修正,从而为修正星敏感器光行差提供了一种方便简洁的方法。     

进口旋流周向位置对高压涡轮进口导叶气动特性的影响

为了揭示旋流周向位置对下游进口导叶(IGV)气动特性的影响机理,采用数值模拟方法计算并分析了进口旋流在多个不同周向位置处时旋流与通道内二次流的相互作用原理,进而重点分析了3个典型位置算例中的二次流动、涡系结构和熵增情况。研究表明:进口旋流与通道内固有二次流动之间的相互作用及黏性耗散是旋流所造成损失的主要原因;通道损失最大的工况不在旋流正对叶片头部时出现,而是在旋流靠近叶片头部近压力面一侧时产生;此外,旋流与通道涡相互作用,在进口旋流达到一定强度时会在叶片尾缘附近形成诱导涡。      

进口温度对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响

为了研究进口温度对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响,实验在单头部燃烧室上测量了不同进口温度下的动态压力,并采用理论分析了进口温度对压力振荡的影响。实验结果显示:该燃烧室出现的燃烧不稳定性呈现的是Helmholtz模态,并且随着进口温度从530K增加至650K时,压力脉动主频增加,幅值减小。分析表明:进口温度的增加会增强燃油的雾化和蒸发,进而加强其与空气的掺混均匀性,减小了当量比脉动,从而抑制了燃烧不稳定性,压力振荡幅值减小。      

电弧加热发动机羽流电子温度及电子数密度的双静电探针测量

研制了一套双静电探针测量系统,对以氩气为推进剂的1kW级电弧加热发动机羽流进行了测量,得到了电子温度和电子数密度的轴向和径向分布,以及随弧电流、气流量的变化趋势。结果表明,羽流显著偏离局域热力学平衡状态,电子温度呈现复杂的分布和变化趋势。羽流轴线上的电子温度明显低于偏离轴线处的值,而电子数密度远高于偏离轴线处的值;羽流轴线上的电子温度随弧电流的增加而降低,电子数密度随弧电流的增加而增加;羽流中心区电子温度随气流量的变化趋势不明显。