斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明：斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。     

自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用 CFD 方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系,对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布,确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现,亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟,可以得到马赫数相似的流场。     

等离子体点火与助燃技术在航空发动机上的应用

等离子体点火与助燃技术是能源与动力领域的研究前沿。介绍了等离子体点火与助燃技术的研究背景和意义,分析了其基本原理,给出了常见的等离子体点火与助燃的类型,阐述了等离子体通过热强化、动力学强化与输运强化3种强化燃烧机制,利于点火助燃。针对国内外等离子体点火与助燃技术在航空发动机上的研究现状,提出了预燃式等离子体射流点火和旋转滑动弧助燃2种新型等离子体点火助燃方案,对等离子体点火与助燃技术在航空发动机上的实际应用进行了展望。     

射流管伺服阀前置级压力特性

为分析射流管伺服阀射流管喷嘴高压射流区的特性,建立了射流管伺服阀前置级数学模型,得到了射流管偏移值、射流管喷嘴半径和接收孔半径对接收器压力分布、喷嘴出口流速及接收器的左右孔恢复压力的影响规律.流场分析发现射流管喷嘴的高速射流出口处容易产生旋涡,且存在环状负压效应.结果表明:高压射流状态下,射流管喷嘴半径增大,恢复压力增加;接收孔半径增大,恢复压力降低.接收孔半径与射流管喷嘴半径之比的最佳取值区间为[1.3,1.5].当射流管偏移值增大时,在偏移值增大一侧,射流管与接收孔之间的有效流体接收面积增大,射流管与接收孔之间的流体旋涡扩大,内部流场环状负压效应增加,接收孔恢复压力降低.      

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明：上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。     

气体介质对排气式气囊缓冲特性影响研究

中国新一代载人飞船试验船研制过程中开发了一套组合式缓冲气囊.以新飞船返回舱为研究对象,通过流体力学和热力学理论推导,建立了含有内囊的组合式气囊缓冲过程动力学模型,并通过MSC-Dytran对其有效性进行了验证.之后通过仿真计算,分析了影响气囊缓冲特性的两项气体固有参数——气体自由度与摩尔质量——对气囊缓冲过程的影响.研...     

喷注角度对超声速气流中液体横向射流的影响

为探索超声速气流中变角度组合射流对喷注雾化过程的影响,采用高速摄影和基于KH-RT破碎模型的欧拉-拉格朗日数值仿真方法开展研究,仿真结果和实验吻合较好。研究表明,同一流量下逆流喷注,可以较为有效地增强混合效果,提升射流穿透深度。带扩张型面内液雾穿透深度呈现先增大后降低的趋势。等流量条件下顺流双孔喷注有效截面面积大体一致,略低于单孔直喷。等效流量下逆流喷注所得液雾截面面积收益最为明显。截面平均粒径方面,单孔喷注雾化粒径基本一致,顺流双孔喷雾粒径较小。等压降顺流对喷由于流量较大,雾化质量相对较差,平均粒径最大。     

嫦娥三号探测器连续姿控的轨道动力学模型补偿及实现

针对嫦娥三号探测器的连续姿控喷气对飞行轨道产生的扰动影响,在精密定轨中建立了经验力补偿模型,并使用最小二乘估计算法计算经验力模型参数与探测器轨道。通过重叠弧段轨道精度评估法对该模型补偿效果进行了验证,结果显示,定轨预报的星历误差以及拟合残差均有所改善,特别是环月轨道的定轨精度由百米量级提高到十米量级。     

基于卡尔曼滤波器及神经网络的发动机故障诊断

提出了一种基于卡尔曼滤波器及神经网络的航空燃气涡轮发动机气路故障诊断的方法.该方法用卡尔曼滤波器来估计发动机可测参数的变化量,再由神经网络来映射发动机性能参数的变化量,并据此进行发动机气路故障诊断.数字仿真表明,该方法是可行的,有效的.      

离心力场下扩散射流火焰的特性

以直段空腔和弯曲空腔为研究对象,在相同的初始条件下试验了两者之间火焰传播的特性,研究了强离心力条件下的扩散射流火焰特性.通过比较分析,在弯曲空腔中离心力场的影响下,扩散射流火焰受到浮升力的作用,以\"焰泡迁移\"的方式在主流中传播,加快了火焰传播速度,削弱了横向气流的干扰作用,使扩散射流火焰顺利地与空气掺混反应,增加了其在横向气流中的穿透深度.