基于内模原理的涡轴发动机状态反馈控制方法

某型涡轴发动机全权限数控系统采用了状态反馈控制方式.根据内模原理, 引入伺服补偿器, 使设计的控制系统不仅具有较强的鲁棒性, 而且在用于指令跟踪时能消除稳态误差;根据性能指标要求设计了状态反馈控制器, 从而提高控制系统的品质.与目前的PID控制方式相比较, 半物理模拟试验结果表明该控制方式有显著的性能改进.      

基于伴随非等温射流理论的缝槽气膜冷却模型

在伴随非等温射流基础上发展了一种适用于缝槽气膜冷却绝热温比预估的数学模型.通过合理假设推导出二维壁面射流混合层核心温度分布规律,将其作为气膜绝热壁温,并考虑缝槽几何特征参数和气膜吹风比对冷却效率的影响,得到绝热温比计算公式.用试验数据对该预估模型进行拟合分析,得到了与试验数据拟合精度在±8%以内的半经验预估模型,证明该模型的可行性和应用潜力,并需要更多的试验数据对其进行验证和改进.      

微波瓣燃烧器中流向涡混合数值研究

为了检验波瓣喷管下游流向涡能否促进燃烧, 对尺度为毫米量级的微波瓣喷管混合燃烧器中流向涡的行为进行了数值模拟研究.研究发现, 微波瓣喷管燃烧器中远没有微波瓣喷管混合器中非常强烈的流向涡形成和发展, 造成差别的根本原因在于本该形成流向涡的主次气流接触界面变成了燃烧火焰的锋面, 燃烧反应气流体积的急剧膨胀使流向涡环量迅速耗散衰减.另外, 流场计算结果显示在4波瓣和8波瓣微喷管燃烧器中主次流接触初期有较明显的流向涡生成、发展和很快消失, 而在12波瓣微喷管燃烧器中基本没有明显的流向涡形成和发展.但是, 对比模拟表明, 在同样边界条件下12波瓣微喷管混合器中却有非常明显的流向涡的形成和发展.      

多压电膜式零质量射流激励器的设计与性能研究

设计了一种多压电膜式零质量射流激励器,并利用热线风速仪,得到了对应于射流中心线上固定位置处速度最大时的最佳频率.在该频率下,测量了零质量射流在不同孔径时沿中心线的速度分布;测量、分析和比较了不同激励膜数目对射流出口速度分布的影响.表明:在其他条件完全相同的情况下,一片振动膜时的激励器出口中心线上的平均速度和峰值速度,都较5片膜的情况小一半左右,而3片和5片压电膜时的激励器性能差别却不大.也就是说,虽然压电膜的数目增加能使激励器出口射流的能量增加,但这两者之间并非呈线性关系.此外还用PIV测量方法,直观地显示了射流出口的涡结构.      

高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟

 以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹／吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析,给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析,计算结果与理论及实验吻合。     

头部鼓包对不同截面机身侧力影响研究

 飞机或导弹在大迎角下飞行时会形成非对称涡,从而产生很大的侧滑力和偏航力矩。为了寻求消除侧滑力和偏航力矩或利用流动的非对称来提供飞机飞行所需的航向控制能力,研究了机头上放置小鼓包对3种不同截面的机身前体模型的影响。研究过程中采用了风洞测力和水洞流动显示的实验方法。结果表明,在20°~70°的迎角范围内,鼓包对圆锥的影响最大,对椭圆截面模型有一定的影响,对带棱截面模型的影响最小。鼓包越靠近前体头部,对侧力的影响越大。对圆锥柱体模型鼓包只能改变侧力最大值出现的迎角,而对减小最大侧力值作用不明显。对椭圆截面模型,可使最大侧力系数从1.98降到0.53,很大程度上降低了侧力。带棱截面模型对鼓包的大小和位置均不敏感。     

速度脉动下分层旋流火焰动态传播结构提取

为了深刻理解分层旋流火焰的动态结构,开展了分层旋流火焰动态的模态分析和参数化研究.实验在BASIS(北京航空航天大学发展的具有台阶隔离段的独立分层旋流燃烧器)上开展,以甲烷为燃料预混燃烧,使用高速摄像捕捉了速度脉动下的CH*化学发光信号动态图像.利用传统的本征正交分解(POD)和重定向POD分析了火焰动态特性,并利用重...     

雾化过程的一种Euler-Lagrangian耦合算法（英文）

对雾化过程的直接数值模拟需要巨大的计算资源和时间,而工程中的简化模型则经常会给出错误的结果。因此,可以折中地采用一种混合方法,即在不同尺度上采用不同的模型。提出了一种雾化过程的欧拉——拉格朗日耦合算法。较大的液团采用VOF法直接求解,与网格尺度相当或更小的液滴则采用双向耦合的拉格朗日粒子法进行追踪。而该方法要求粒子的体积小于网格体积的10%,为此又提出了一种虚网格粒子追踪法。由于湍流结构对雾化过程的影响很大,故湍流采用了大涡模拟模型。采用多个算例对开发的算法进行了验证,并对部分关键参数的影响进行了深入研究。采用新算法对两股撞击射流的雾化过程进行了研究,瞬态和统计结果均表明新算法能够给出良好的预测。     

环管燃烧室火焰筒空气流量试验

为确保环管型燃烧室火焰筒流量分布的均匀性,要求单台火焰筒流量相对偏差δ位于±1.5%之内。采用模拟压比法与相似理论,建立了火焰筒空气流量特性对比试验的数学模型,并对数据处理模型的误差传递进行分析,得出现有模型存在一个不能对火焰筒真实特性进行判定的区间,火焰筒入口空气压力偏差Δp_1是引起δ误差的关键因素。为此,设计了一种基于两级扩散、整流集气装置的空气流量试验系统,并对一组16台火焰筒试验件进行了入口压力p_1为20 kPa,40 kPa,60 kPa及80 kPa下的空气流量试验研究。数据显示火焰筒入口压力偏差小于±0.05 kPa,入口压力脉动相对值小于0.25%,产品特性参数C值的相对误差不大于±0.01%,可以实现对火焰筒流量特性一致性的判定。     

采用不同建表方法的火焰面模型在燃烧室中的应用研究

为加深对航空发动机燃烧室中湍流燃烧过程的理解,采用不同建表方法的火焰面模型对航空发动机模型燃烧室内的湍流燃烧过程进行数值模拟,包括层流火焰面数据库的构建和反应进度变量的PDF类型两个方面。其中,层流火焰面数据库的构造方法包括基于扩散火焰的FPV和基于预混火焰的FGM模型,反应进度变量的PDF类型包括δ和β分布。LISA和KHRT模型分别用于模拟液膜和液滴的破碎过程,非平衡Langmuir-Knudsen模型用于模拟液滴的蒸发过程。LISA模型得到的液膜破碎距离约为4.6mm,液滴直径在文氏管出口下游迅速减小到10μm左右,并在头部出口下游附近完全蒸发。通过与相干反斯托克斯喇曼散射(CARS)和可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)测量温度的对比,验证了FPV和FGM模型的精度,并表明在流动变化较大的位置FPV模型具有更高的精度,而其他位置FGM模型具有更高的精度,采用β分布作为反应进度变量PDF的模型,可以有效提高温度的预测进度,而且主燃区内的误差基本都在5%以内。此外采用β分布作为反应进度变量PDF的FGM模型,可以更好地描述未燃混合物被回流燃气点火的过程,而且反应进度变量的PDF类型比层流火焰面数据库构建方法的影响更为显著。