流动控制技术在航空涡轮推进系统上的应用

介绍了主动流动控制在风扇／压气机、主燃烧室、涡轮和排气系统中的应用情况。阐明了流动控制在大幅度地提高发动机的性能、增加发动机的稳定性、减轻发动机的重量等方面的巨大潜力。同时指出分步实施流动控制的过程也就是应对其重大技术挑战的过程。     

基于模糊相似比例与综合评判的发动机可靠性分配

为了在可靠性指标分配时能充分利用相似旧机型已有的可靠性信息,提出在航空发动机初期设计的可靠性分配阶段采用模糊相似比例与模糊综合评判相结合的可靠性指标分配方法.该方法既能充分利用相似旧机型的可靠性数据,同时又能通过模糊综合评判,对基于相似旧机型的可靠性比例分配结果进行修正,实现了在可靠性分配阶段确定性信息和不确定信息的互补,进一步优化了可靠性分配结果.      

巡航导弹组合导航中综合地形匹配算法研究

为了克服惯导误差随时间累积的不足,提高巡航导弹的目标命中精度,提出了基于惯导/地形匹配组合导航的巡航导弹中制导方案.其中,地形轮廓匹配技术采用MSD算法和COR算法相结合的综合地形匹配算法,通过粗配和精配两步完成地形匹配过程.组合导航仿真结果表明,采用综合地形匹配算法的地形匹配辅助导航方法可以明显提高惯导精度,因而基于惯导/地形匹配组合导航的巡航导弹中制导方案是可行的.     

翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——B：动态气动载荷特性分析

针对NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘低频大功率合成射流致动器,对翼型尾缘合成射流作用下的非定常气动特性进行了风洞实验研究。研究表明：尾缘合成射流与横流的相互作用能够有效改变作用在翼型上的气动载荷;单侧喷口喷/吸时,喷冲程气动力系数响应幅值约为吸冲程幅值的3倍;双侧喷口同时工作时,升力和力矩系数的幅值并不是单侧喷口单独工作时喷气幅值的简单叠加,而是处于单侧喷气幅值和喷吸幅值和之间;升力和力矩响应的幅值与喷流动量系数的平方根之间存在近似的线性关系;在动量系数不变时,升力和力矩系数响应的幅值会随减缩频率的增加而减小;给定合成射流器行程,升力和力矩响应幅值与合成射流频率之间近似呈线性关系。     

高能合成煤油GN-1性能研究 --“液体火箭推进”专刊

结合火箭发动机工程应用环境,研究了GN-1煤油高温高压热物性、安全特性、传热结焦性能以及点火延迟性能,并和现役火箭煤油作了对比分析。采用商业仪器对GN-1煤油在最高200℃、最高压力25MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了实验测量。在实验数据的基础上,依据基团贡献法、基于比容平移法则的P-R方程、摩擦理论、广义对应态原理分别对GN-1煤油在最高350℃、最高压力60MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了理论计算,建立了GN-1煤油的密度方程、黏度方程、导热系数方程,并将方程的计算值与实验值进行了对比,计算偏差较小。对GN-1煤油和火箭煤油的安全性能进行对比研究,GN-1煤油的闪点为40℃,自燃温度为305℃,高于火箭煤油(225℃);燃点为47℃,低于火箭煤油(82℃),GN-1煤油的爆炸极限范围为0.44%-2.9%（40℃）。GN-1煤油和火箭煤油的急性经口毒性LD50＞5000mg/kg,均属于第五级化合物（实际无毒）。在入口压力10 MPa,流速10 m·s-1,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%,建立了传热准则方程。GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油不锈钢材质管路中试验段平均结焦为高合管材质管路中的22.3%。在970K-1105K温度范围内,GN-1煤油的点火延迟时间为320μs-471μs,是火箭煤油的55.6%-69.3%。相关研究可对发动机可靠设计及应用提供重要参考。     

高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究

快响应控制技术已成为高超声速飞行器发展的关键技术之一,具有极快响应、零质量特性的等离子体合成射流(PSJ)已在超声速流动控制方面初步显示出优异的控制能力,极有潜力应用于高超声速飞行器的快响应控制。基于等离子体合成射流的快响应特性,提出了高超声速飞行器等离子体合成射流快响应控制技术,并通过建立简化的高超声速导弹流场控制模型,对等离子体合成射流控制高超声速导弹进行数值研究。首先,理论分析了高超声速导弹流场的典型结构特征,导弹流场中存在3个特征流场结构。在此基础上,在导弹3个特征位置前面安装等离子体合成射流激励器,研究等离子体合成射流对高超声速流场结构的控制作用,分析由此导致的导弹表面压力分布、升阻特性以及俯仰力矩特性变化。数值仿真结果表明:等离子体合成射流对高超声速导弹外流场中膨胀波和斜激波都具有控制作用,使得波的强度均变弱,且对斜激波的控制效果更为显著;导弹流场结构及气动特性变化具有很强的射流跟随性,射流作用下的导弹流场变化响应时间非常短,仅为0.2 ms;通过合理布置等离子合成射流激励器的位置,可以使得导弹表面压力分布快速改变,从而实现高超声速导弹姿态的快速控制。     

火花放电合成射流与超声速来流相互干扰特性数值模拟研究

为了指导火花放电式合成射流激励器在超声速流动控制中的应用,数值模拟研究了火花放电合成射流与超声速来流的相互干扰特性。研究表明火花放电式合成射流在超声速流场中产生强烈扰动,产生较强的激波结构;随着射流的喷出,激励器上游分离区和流场中激波呈先增强后减弱的趋势,激波由弓形激波逐渐弱化为斜激波,并且随着放电能量的增加射流与主流的动量通量比不断增大,射流的干扰和控制能力显著增强。由于超声速流的较大惯性及其对腔内气体的引射作用,激励器的腔体回填速率大幅下降、回填时间明显增长,使得激励器的工作频率受到很大限制。     

双层结构模糊综合决策的AIS与雷达航迹关联

根据AIS 与雷达关联的一般原则, 首先对AIS 航迹和雷达航迹进行时空配 准,接着将配准后的航迹进行时间和距离上的初级关联判断,对满足初级关联但是又难 以判断的航迹进行高级关联判断。在高级关联判断阶段提出一种双层结构模糊综合决策 的航迹关联方法,仿真实验表明新方法在提高关联正确率和降低关联错误率方面有了明 显改善。     

Effects of synthetic jet frequency on the separated flow in a diffusing S-duct

Numerical simulations were carried out to investigate the effects of synthetic jet actuation frequency on the separated flow in a diffusing S-duct. The Reynolds number based on the entrance height was 9.78×105. At first, the numerical model was validated with experimental data, and then, the interaction between the separated flow and the synthetic jets at different frequencies was discussed. The results demonstrate that the control effect is significantly dependent on the momentum mixing enhancement between inside of the separated boundary layer and the outer flow. There exists a narrow range of actuation frequency, in which effective separation control can be achieved using synthetic jets. A dimensionless frequency F+=1.0 is identified as the optimal frequency, with a momentum coefficient of 1.62×10-3, the separation area is reduced about 46%, and the aerodynamic performance of the S-duct is also greatly improved compared to uncontrolled case. Further analysis reveals that the choice of actuation frequency is mainly determined by the momentum flux produced by a single ejection and the spacing between adjacent ejections, the optimal frequency case can be understood as a balance between the two factors. In addition, it is found that the synthetic jets can also suppress the secondary flows while decreasing the separation.      

局部及全叶高合成射流对高速压气机静叶栅流场结构的影响

数值研究了合成射流控制高速压气机静叶栅吸力面角区分离,对比分析了不同射流结构对叶栅内流场结构及气动性能的影响。研究结果表明:合成射流通过周期性地吹气和吸气推迟角区分离、降低总压损失,由于吹气和吸气阶段的作用效果不同,使得叶栅出口损失系数的改善效果呈现出周期性波动。合成射流对通道涡以及角区二次流的有效控制是其取得良好控制效果的关键,当冲角为2°时,局部、全叶高方案最大可使总压损失系数分别降低22.2%和23.8%。由于局部叶高方案无法控制叶展中部的流动,造成该区域的尾迹损失增大,从而导致其流动控制效果弱于全叶高方案。两种射流结构都具有良好的变工况适应特性,全叶高方案在大冲角时逐渐体现出其优势,当冲角为4°时,总压损失系数的改善幅度相比局部叶高方案提高了2.8%。