涡扇发动机短舱结冰试验相似方法

通过分析短舱表面结冰缩比试验相似要求,在保证绕流流场、水滴撞击特性和结冰冰型相似的基础上,分别采用基于气流雷诺数,气流韦伯数和水滴韦伯数3种速度选取方法建立了试验相似准则。利用该准则获得了明冰和霜冰条件下涡扇发动机短舱1/2缩比模型的结冰试验参数,开展了短舱进气道表面结冰冰型预测,对参考模型和缩比模型表面过冷水滴撞击特性、结冰特性、溢流水分布特性进行了分析。结果表明:采用基于气流韦伯数和水滴韦伯数速度选取方法的相似准则,在明冰和霜冰条件下均能保证缩比模型与参考模型表面水滴撞击特性相似,且相似性不受结冰温度影响;溢流水变化趋势与参考模型相似,流动极限相近;缩比模型表面冰型均与参考模型相似,该方法能够为短舱结冰试验参数选取提供依据。      

水膜形成对轴流风扇气动影响的数值研究

为了研究水膜对风扇气动特性的影响,综合水滴碰撞壁面的参数,应用水膜方程求得叶片表面水膜方均根厚度。在数值计算中引入砂砾粗糙度模型来模拟水膜引起的叶片表面粗糙度变化。针对不同吞雨量和水滴直径条件开展数值计算。计算结果表明:水膜主要分布在叶片压力面中的前缘和叶根区域,其厚度和沉积面积随着吞雨量的增加而增大,并且水膜的存在会导致风扇压比和温比的降低。例如,当水滴直径为1000μm、吞雨量为5%时,水滴沉积面积为0.0758m2,占叶片压力面总表面积的33.91%。      

水雾对火箭点火超压抑制效果的参数化研究

为研究水雾对火箭点火超压的抑制效果,采用平面波跨介质传播理论分析水雾对点火超压的抑制机理,得到了影响水雾抑制点火超压效果的主要因子。进而,数值研究各因子对抑制效果的影响规律,分析了在满足火箭安全发射条件下各因子的取值范围。最后,利用均匀试验设计方法设计数值计算的参数水平,采用回归分析方法得到了抑制效果与影响因子之间的参数化模型,并进行了抑制效果的优化研究。结果表明影响点火超压抑制效果的主要因子有:水滴直径、水雾体积分数和水雾层厚度。受水滴直径影响,水雾对点火超压有2种不同的抑制机理。此外,当影响因子在一定阈值内变化时,点火超压抑制效果与影响因子之间存在参数化模型,且置信概率不小于95%。      

考虑非平衡效应的过冷水滴凝固特性

非平衡凝固是过冷条件下水滴凝固过程的重要现象。本文针对飞机结冰过程过冷水滴的非平衡凝固效应,发展了改进的凝固特性预测模型及数值计算方法,并自行搭建了实验系统,开展了所建过冷水滴凝固模型与数值预测方法的实验验证。研究表明,所发展的改进模型可有效表征水滴过冷阶段的非平衡凝固效应,因而对冷水滴凝固速率的预测有较好的改进;当过冷度为0℃时,过冷模型退化为传统模型。基于所建方法,开展了过冷度及冷却条件对水滴凝固特性的影响分析,获得了不同条件下水滴凝固过程的温度分布及相界面变化特征。研究表明,过冷度越大或水滴尺度越小,凝固速率相对越高;在考虑非平衡凝固效应的条件下,过冷水滴凝固速率要高于不考虑非平衡凝固效应的工况。相关研究可为结冰热力学模型的改进,以及结冰特性的精细化预测提供参考。     

低雷诺数下横流-射流中剪切涡的试验研究

为深入分析横流-射流(JICF)的流动特性及其中的复杂涡系结构,从流动机理上研究燃机叶片气膜冷却,揭示高温燃气流与冷却流的掺混机理,本文对横向流中单孔射流所形成的剪切涡开展了试验研究。主要研究了速度比、雷诺数及射流角对JICF所形成剪切涡的影响。结果表明:速度比、雷诺数以及射流角会改变主流与射流之间的掺混程度,从而改变射流轨迹的曲率、高度及垂向渗透能力,最终改变剪切涡的特性;迎风涡与背风涡分别是由射流边界层涡与主流边界层涡形成的,当主流边界层涡强度大于射流边界层涡时,背风涡是流场的主导结构,反之,迎风涡将成为流场的主要涡系结构。     

多孔板结冰自强化效应对水升华器性能的影响

水升华器是一种利用水作为消耗性介质的相变散热装置,在航天器热控及生保系统中得到了广泛应用。在水升华器启动及运行过程中多孔板内部发生的结冰膨胀现象会对多孔板微观结构进行再加工;由于形变硬化效应,水升华器多次工作后,多孔板的塑性将逐渐降低,结构参数将逐渐固化,将这一过程定义为多孔板的自强化。而多孔板微观结构的变化,将对水升华器防击穿能力、稳态散热功率等宏观性能产生影响。在对水升华器工作机理进行分析的基础上,从微观角度定性研究了水升华器多孔板的结冰自强化机理,并针对自强化效应对水升华器宏观性能的影响开展了实验研究。结果表明：对于本文结构的水升华器,在同一条件下,稳态散热功率随着启动次数的增加而减小,且每次减小的幅度逐渐降低,在启动3~4次后稳态散热功率逐渐趋于稳定。由实验数据得到了水升华器稳态散热功率与启动次数之间的拟合关系式;渗透率越大的多孔板,水升华器工作过程对多孔板的再加工程度更大,因而自强化效果更明显;自强化效应还可以提高水升华器的防击穿能力。研究结果为探月三期工程嫦娥五号探测器提供了一定的设计依据。     

以外加辅助件推迟三角翼上涡破裂的初步水洞实验

对尖锐前缘、后掠角为60°的大攻角平板三角翼模型进行了水洞实验。利用附加的小辅助件,改变翼面上方的流场,使机翼前缘肌体涡推迟破裂。流动显示表明:在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动性能的研究工作参考。     

舰载侦察校射无人机最佳收容面积计算方法研究

在分析无人机系统地面分辨力和目标识别与看清条件的基础上,重点对侦察校射无人机最佳收容面积的计算方法进行了研究,并给出了应用示例,得出的相关结论。     

共轴式双旋翼诱导速度的PIV水洞试验研究

采用PIV（粒子图像测速）技术,对共轴式双旋翼在悬停和以不同速度前飞时的流场进行水洞试验,测量得到旋翼流场的速度和涡量分布,主要研究了共轴式双旋翼流场的垂向诱导速度沿径向的分布规律。为了比较,对单旋翼也进行了测量。试验结果对共轴式直升机的气动计算和合理设计具有重要意义。     

MEO导航卫星在轨放气产生的干扰力矩研究

摘要： 针对多颗MEO导航卫星太阳翼展开后产生比较明显的干扰力矩,对卫星稳定控制产生了一定影响的现象,本文根据动力学模型、姿态、角速度和飞轮转速变化,给出了干扰力矩计算方法,并结合多颗卫星在轨遥测数据进行计算,得出放气期间产生的干扰力矩.通过使用此干扰力矩进行仿真得出,卫星模拟器结果和在轨表现基本一致.此研究有助于优化卫星飞控流程,并指导卫星放气孔设计.