带收敛出口的单元贫油直喷燃烧室冷态和热态流动特性研究

为了研究贫油直喷燃烧室的流动特性,提出了带有收敛出口的单元贫油直喷燃烧室模型,采用数值模拟方法研究了旋流角度分别为35°,38°,40°和45°共四种模型在冷态和热态条件下的流动特性,获得了旋流角度和燃烧释热对旋流器收敛出口截面速度分布、旋流数和下游中心回流区形态的影响规律。结果表明:在冷态条件下,随着叶片角度的增加,旋流器收敛出口截面的速度分布从"内高外低"型转变为"外高内低"型,并且"外高内低"型的速度分布更有利于形成回流区;除35°旋流角以外,其他模型都能形成驻定的中心回流区。在热态条件下,燃烧释热对弱旋流流动的影响十分明显,35°旋流角收敛出口速度分布由"内高外低"型转变为"外高内低"型,在其下游形成了驻定的中心回流区,说明燃烧释热可以促进旋流流动向涡破碎方向发展;燃烧释热对冷态下已形成回流区的流动影响不大,但气体的膨胀加速会加快燃烧室内部逆压梯度的消失,导致热态回流区尺寸和长度略小于冷态回流区。     

基于端壁涡流发生器的压气机叶栅角区分离控制研究

为研究被动式涡流发生器抑制压气机叶栅横向二次流以控制角区分离的作用,设计了在叶栅内部端壁处加装涡流发生器的控制方案,采用数值模拟的方法,详细分析了叶栅流场特性。结果表明:涡流发生器可以有效地抑制叶栅内部横向二次流,改善角区流动,在最佳控制方案中,总压损失系数下降8.1%;放置于叶栅内部的涡流发生器能阻挡气流的横向流动,其尾部产生的流向涡与横向迁移的端壁附面层相互作用,抑制了通道涡向吸力面的发展,并将主流高能流体卷入角区,增加角区流体动量;涡流发生器的长度和高度都会影响流向涡的强度,流向涡的涡核高度与涡流发生器高度一致,最终的控制效果由涡流发生器的长度和高度共同决定,只有当它们被合理选择,控制方案才能获得最佳控制效果。     

航空发动机高原起动成功率提高措施

针对某型航空发动机在高原地区起动成功率偏低的问题,基于发动机起动工作原理,分析了起动失速、转速悬挂、排气温度超温等失败现象,得出失败是由剩余功率减小所致,制定了通过优化调整供油钉使发动机达到最佳油气比的调整方案,并采取增大涡轮起动机输出功率、卸载液压、优化调整供油量等3项措施。同时进行外场试车验证,判读飞参,对比采取措施前、后的起动数据。结果表明:采用调整方案后使发动机高原起动成功率提升30%,保证了发动机的工作性能,满足了用户的使用要求。     

高超声速飞行器多约束再入轨迹快速优化

针对高超声速飞行器再入过程中面临测控区和绕飞区的再入轨迹设计问题,提出了一种基于Gauss伪谱法(GPM)的分段轨迹优化策略。将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题(NLP)进行求解。所得再入轨迹能够使得飞行器在满足各种约束条件的情况下成功进入测控区并且有效规避绕飞区,最终到达指定点。此外,本文综合考虑飞行器再入飞行的快速性和工程实用性,并提出了再入时间、弹道倾角以及航向角相关指标的加权性能指标,同时保证了轨迹规划快速、再入轨迹平滑以及控制量变化平缓等实际需求,提高了计算效率。仿真结果表明,本文所提出的分段优化方案能够快速规划出适应不同飞行任务的再入轨迹。     

火星大气进入段纵向可达区生成的解析同伦法

针对火星大气进入段飞行器的飞行能力分析问题,提出一种基于解析同伦法的纵向可达区(开伞点高度-航程剖面)计算方法。该方法首先分别为最大航程问题/最小航程问题和最大/小开伞高度问题构造最优解已知的初始辅助优化问题,并以此为出发点最终求取原最优问题的解。在求解4个子优化问题的基础上,通过构造合适的同伦参数延拓出纵向可达区。〖JP2〗仿真结果表明,该方法有效避免了最优问题协态初值猜测困难的问题,通过设计合适的同伦参数,可以快速求取任意初始路径角下的开伞点最大/最小航程、最大开伞高度以及纵向可达区。     

合成射流后台阶分离流动控制的实验研究

具有边界层分离和再附的后台阶流动是工程中常见的一种复杂现象,研究后台阶绕流具有重要的理论意义和应用价值。后台阶流动包含了多种复杂的流动现象,如流动的转捩、分离、再附和非定常等流体力学基本问题。应用表面测压和粒子图像测速(PIV)对合成射流后台阶湍流分离流动控制进行了研究,通过分析后台阶壁面压力系数分布、瞬态旋涡流场结构以及时均流动结构,揭示了合成射流对后台阶再附点长度和回流区的分离流动控制机理。结果表明:在台阶前缘施加合成射流可有效减小回流区范围,回流区涡结构被施加的合成射流扰动“锁定”。在实验状态下,合成射流的动量系数越大,控制效果越好。从时均效果看,当合成射流的动量系数为0.771%时,可使再附点长度减小50%。     

外旋流器旋流数对三级旋流流场特性的影响

采用二维粒子图像测速(2D-PIV)流场测试技术,试验研究了相同进口条件下多种旋流数组合旋流器出口冷态流场,分析比较了外级旋流器旋流数对流场结构的影响.研究结果表明:外级旋流器旋流强弱并不是回流区形成的主要决定因素;随着外级旋流器旋流数的增加,涡心有向前及向外移动的趋势,其回流区轴向长度逐渐变长,最大回流速度逐渐减小;回流区形状同时受外级旋流器旋流数及内级旋流器旋流数的影响,当外级旋流器旋流数相对内级旋流器旋流数足够大时,较易出现尾迹区;在旋流器出口附近,外级旋流器旋流数较小时旋流器组合流场的湍流强度峰值较大.      

不同换算转速对高负荷风扇静子角区流动的影响

为了探究影响高负荷风扇的失稳机制,对风扇第二级静子叶根角区气流分离的形成原因进行了研究,分析了不同换算转速对角区的流动状态以及壁角涡形成与发展的影响。研究表明,经过静子叶根前缘的气流逐渐发展形成了壁角涡,而壁角涡的存在促使了静子吸力面角区的气流分离,且随着风扇工况向近失速点移动,更多的角区气流直接参与了壁角涡的形成。在所研究的范围内,换算转速增加会导致壁角涡强度增加、影响范围扩大;在95%~105%换算转速,壁角涡是引起角区气流分离的主要因素,而在85%换算转速,壁角涡已不再是引起角区气流分离和风扇失稳的主要原因。     

复杂结构件数控加工浮动装夹自适应控制方法

为了减小复杂结构件数控加工产生的变形,满足装夹自适应调整需求,基于浮动装夹加工原理提出了浮动装夹自适应控制方法,研究了基于CAN(Controller Area Network)总线的浮动装夹系统通信、零件受力和变形的监测与检测、基于OPC(OLE for Process Control)的机床状态监测、数控机床和夹具协同控制等关键技术,开发了浮动装夹自适应控制系统。此系统在航空制造企业进行了实际加工应用验证,能够实现装夹自适应调整,满足工业应用需求。     

一种基于ASCM技术的卫星通信实现方法

针对小口径卫星天线收发信噪比低和使用受限问题,文章设计了一种基于自适应扩频编码调制(ASCM)技术的卫星通信实现方法,阐述了所设计方法的卫星通信系统架构、ASCM传输帧格式及ASCM参数调整算法。经测试验证,结果表明:此方法可以实现在较低信噪比下的卫星通信信息传输,并可以灵活地根据链路情况自适应调整ASCM参数,具有抗干扰能力强、频谱利用率高、参数切换时间短和无损业务传输等优点。