突变截面燃烧室声腔纵向振荡频率规律分析

将药柱贴壁浇注的固体火箭发动机燃烧室简化为中间管型药两端容腔的形式,建立了突变截面H型声腔的物理模型,求解了此种声腔纵向振频的理论解和有限元解,以对称声腔与非对称声腔为对象,分析了一些关键几何尺寸对纵向声振频率变化的影响规律.计算结果表明,声振频率受装药长度与燃烧室长度的比值、装药内外径比值以及药柱浇注位置的共同影响.从合理的装药装填率考虑,初始振荡频率小于圆柱型声腔的振频,并随燃面退移连续增大.      

光纤陀螺的热漂移研究

本文研究由温度不稳定性引起的光纤陀螺热漂移问题,并以热和光弹性边值微分问题数值解为基础创建了数学模型.应用这种数学模型,通过数值计算的方法,可以评估降低光纤陀螺热漂移的设计方案.文中最后给出了验证所介绍方法的试验例子.     

火星车绝对定位方法选择

针对火星巡视探测任务,提出3种火星车绝对定位方法:无线电测控定位、图像匹配定位、位置圆定位。无线电测控方法首先确定环绕器的轨道,然后利用环绕器和火星车的器间通信定位确定火星车的绝对位置;图像匹配方法利用着陆过程中的降落图像与带地理信息的着陆区地形图进行匹配,实现火星车的位置确定;位置圆方法通过敏感器在多个时刻测量阳光矢量方向和重力矢量方向,结合星历信息求解火星车的位置。对3种方法进行分析比较,根据定位精度、使用约束等因素,给出在轨使用建议:位置圆定位为基本方法,无线电测控定位作为校验手段,图像匹配定位作为修正手段,以满足火星车快速、高精度的定位需求。     

空气加热器声学振荡特性的数值计算

为研究空气加热器的声学振荡特性并为其设计和后续的试验方案提供借鉴,对空气加热器不同喷嘴位置处的喷雾火焰形成的声学振荡进行了数值仿真,重点研究了多个离散点处的不稳定特征以及燃烧室内的流场演化过程。仿真结果捕捉到了燃烧不稳定的典型特征,如起振、线性增长、稳定极限环;非稳态流场直观地展示出喷注面板中心位置处的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成二阶横向声学振荡,并且这种振荡形式具有从喷注面板向喷管入口传播的行波特征;离面板中心53.6mm的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成一阶横向声学振荡,这种振荡形式没有明显的行波特征。     

飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

以飞机起降过程中主翼和尾翼产生反向涡系存在相互作用的事实为背景,设计了一套反向双漩涡发生装置。通过改变两涡的位置关系与初始涡强度比值,采用流动显示与粒子成像测速(PIV)技术,对涡系相交不稳定性的作用特性进行了研究。结果表明:小涡的引入改变了主涡原有运动轨迹,合理地引入小涡的位置与小涡的强度,对主涡能量的衰减有明显的促进作用,但它们之间不呈现明显的线性关系;涡空间运动轨迹的分析,对未来完善机场起降控制模型有一定借鉴意义;实验结果也为飞机整体设计提供了一定参考依据,在满足飞行力学的设计基础上,优化整体气动布局对降低飞机尾流强度有显著的影响。     

同心分级旋流结构的动态响应特征

实验探索了LESS(low emissions with stirred swirls)燃烧室头部出口附近的固有流动特征,及其对外界激励的响应.实验结果表明:预燃级旋流区域存在着周期性流动结构,而主燃级出口区域没有周期性流动结构;当外界激励的频率与流动固有频率耦合时,会引起预燃级流场畸变,并导致周期性流动的流速振荡幅值急剧增大.      

模型预混燃烧室线性稳定性分析

针对钝体火焰稳定器结构的模型预混燃烧室进行了线性稳定性分析.利用COMSOL Multiphysics软件求解了三维Helmoholtz方程,方程的源项为耦合指数-延迟时间模型.对模型预混燃烧室进行非定常计算得到了化学反应速率的周期性变化,确定了非定常热释放发生在火焰的尖端.由压力和温度信号的相位差得到了当量比为0.72,0.8,0.88,0.97四个工况的延迟时间,分别为0.6,0.3,0.9,0.6ms.线性稳定性分析得到了模型预混燃烧室系统纵向模态频率的实部和虚部,当虚部为负数时表示线性不稳定.结果显示:系统的前5阶纵向模态中,2~4阶是线性不稳定的.其中3阶纵向模态的虚部绝对值最大,它的物理意义是对小扰动的增长率最大.因此在有扰动时,3阶纵向模态最有可能线性失稳,产生燃烧不稳定性现象.      

A fast tearing mode instability driven by agyrotropic electron pressure

The collisionless plasma environment at the current sheet of the Earth’s magnetotail is subjected to fast dynamic evolutions such as tearing instability. By considering agyrotropic pressure for electron and ion components of a collisionless plasma, we analytically investigate the dynamics of tearing mode instability, in which, breaking the frozen-in condition can either be provided by the electron inertia or by agyrotropic electron pressure. A set of linearized Hall-Magnetohydrodynamic (MHD) equations describes the evolution of tearing mode in a sheared force-free field. The presented scaling analysis shows that if the plasma-β$\beta$ exceeds a specified value, then the main mechanism of magnetic reconnection process is the nongyrotropic electron pressure. In this regime, the role played by agyrotropic ion pressure inside the reconnection layer is out of significance. Therefore, the electron-MHD framework, adequately, describes the dynamics of tearing instability with a growth rate which is much faster compared to the cases with a dominated bulk inertia or a gyrotropic plasma pressure.     

反射激波作用下两种重气柱界面不稳定性实验研究

在水平方形激波管中对两种无膜重气柱界面(分别是SF6和氩气)在反射激波作用下的不稳定性发展进行了实验研究。气柱界面采用射流技术形成,实验采用连续激光片光源照射流场,乙二醇作为示踪粒子,并用高速摄像机对流场进行拍摄,获得了入射激波以及反射激波共同作用下,两种不同气柱界面的演化过程。实验结果表明,两种气柱的Atwood数不同,界面演化速率不同,反射激波到达前后的界面形态不同。SF6气柱在入射激波作用下会产生两个比较明显的反向的涡环结构,而氩气柱界面上由于产生的涡量较少,涡环结构并不明显。在反射激波作用下,SF6气柱界面会出现明显的次级涡对,而且次级涡对的旋转方向与初始涡环结构的旋转方向相反。对于氩气柱而言,在反射激波作用下虽然也产生了与初始涡环方向相反的次级涡对,但次级涡对始终未充分发展。这是因为反射激波作用时氩气柱界面的Atwood数较小导致氩气柱界面上产生的反向涡量较少。实验结果充分表明了气体Atwood数对界面不稳定性的发展起到了较大的影响。     

增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法

针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构。结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量。最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法。