连续式高焓超声速预混加热器设计与分析

为研究超声速燃烧和爆轰相关的机理问题,提出了一种结合燃烧型加热器和阵列喷管的超声速预混加热器设计思想。通过预热燃烧室来提供总温可变的高焓富氧气流,经过特征线型面喷管膨胀降温后,在喷管扩张段的适当位置以一定角度喷入燃料,经过混合段后形成所需的连续高焓总温和当量比可调的预混气流。通过对混合过程的数值模拟和预混气体的着火延迟时间分析了当前的预混高焓加热器的混合和自燃问题。在超声速气流中加入斜劈采用纹影技术进行激波点火实验,并验证了当前的预混加热器设计是成功。     

大气阻力摄动计算方法及误差分析

探索了大气阻力摄动精密计算方法，以提高卫星空间位置的预报精度。根据大气阻力摄动的基本原理，给出两种摄动计算方法，即半分析半数值方法和数值积分方法。选用三种高层大气模型：ＣＩＲＡ－１９８６、ＣＩＲＡ－１９７２和ＤＴＭ模型，分批 太阳活动中高年水平（Ｆ１０．７取为１５０，２００，２５０）和１０％－２０％的模型误差引起卫星空间位置的误差δＰ。结果显示：（１）太阳活动Ｆ１０．７的大小对δＰ的影响明显，在同     

载人航天器与空间站共轨飞行轨道维持策略

针对载人航天任务中面临的与空间站保持长期共轨飞行的轨道问题,分析了航天器在地球扁率J_2项摄动以及大气阻力摄动作用下,长期共轨飞行航天器半长轴、相位和升交点赤经的变化特性,并设计了仅通过面内调整同时实现面内和面外调整的共轨维持的控制策略。通过仿真算例验证了控制策略的有效性,轨道维持的燃料消耗合理。可为我国载人航天器与空间站共轨方案设计提供参考。     

基于OH-PLIF技术的环形燃烧室预混火焰结构实验

针对微型燃气轮机环形燃烧室中的燃烧特性,利用平面激光诱导荧光(PLIF)技术,对环形燃烧室内甲烷/空气预混湍流多束火焰燃烧开展实验研究,得到OH自由基物质的量浓度分布,并研究雷诺数和当量比对火焰结构特征参数的影响。结果表明:OH自由基浓度分布呈现环形结构,并有火焰托举和分叉现象,OH-PLIF瞬时和平均图像揭示了火焰具有湍流和层流预混结构共同特征。火焰结构特征参数的定量分析表明,雷诺数升高,拉伸火焰预混锥形结构,促进射流之间相互作用;康达效应使内焰向内壁面弯曲,火焰张角增大;适当调节预混火焰的当量比,有利于火焰结构的稳定。      

非设计状态下尾迹输运对高负荷低压涡轮附面层的影响

为了研究非设计状态下的上游尾迹在叶栅通道内的形态演化与发展,分析尾迹与叶片吸力面附面层的相互作用,基于高负荷低压涡轮(LPT)叶型Packb对非设计状态下尾迹输运进行了研究。研究主要通过数值模拟的方法进行,使用CFX软件,利用LES模型耦合Smagorinsky亚格子模型。讨论了非定常来流0°和+10°攻角工况下,尾迹与吸力面附面层相互作用的差异。分析发现,+10°攻角工况时,尾迹对附面层转捩的促进作用较0°攻角工况时更为显著;+10°攻角工况时,尾迹与附面层的相互作用时间更长,尾迹诱导转捩的起始位置更靠上游。     

三维激光诱导荧光(3DLIF)技术及测量水体标量场设备研究

本文介绍了激光诱导荧光（LIF）技术测量水体浓度场、温度场和速度场的基本原理,总结了从一维到三维LIF技术的发展历程,综述了激光诱导荧光（LIF）技术测量水体标量场的关键问题,包括激光器和片光源、荧光物质选择和校正方法,从工程化和产业化的需求出发,提出了基于3DLIF技术的水体三维标量场测量仪器的总体技术方案、技术路线和总体技术指标,并给出了3DLIF的关键技术及其解决方案。     

基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究

本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV（三维粒子图像测速技术）技术得到了翼尖涡的物理特征,并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置,得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明,机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间距离的增大都会引起诱导阻力的减小。具体而言,通过抑制翼尖涡的无量纲环量,增加翼尖涡与主机翼之间的距离,减小翼尖涡与机翼之间的相互作用,实现机翼翼尖诱导阻力的减阻。     

旋流强度对甲烷/空气预混火焰CIVB回火的影响

为了研究旋流强度对甲烷/空气预混火焰燃烧诱导涡破碎(CIVB)回火的影响,以便深入理解CIVB回火的机理进而抑制回火,采用二维轴对称模型,并使用用户自定义函数(UDF)修改动量守恒方程来模拟旋流,得到了甲烷/空气预混火焰在不同旋流数下的CIVB回火极限,通过负切向涡量和流动不稳定理论分析了回火过程中的涡破碎。结果表明,对于无中心体旋流预混喷嘴中甲烷/空气火焰的CIVB回火,旋流数从0.409增加到0.416,先促进回火后抑制回火;对于同一个喷嘴结构,不同旋流数下发生CIVB回火时流场满足相同的涡破碎条件,即负切向涡量最大值约为5.5×10~4s~(-1),从宏观尺度分析其实质是流动不稳定扰动因子相同。     

落弹舱的微重力环境

本文首先建立了分析落弹舱运动的各种坐标系,给出了解算姿态运动参数的数学模型.然后根据落弹舱微重力加速度的物理背景,对其微重力环境进行了数学描述和物理解释,推导了舱内任意部位微重力加速度表达式,阐明影响微重力环境的主要因素是气动阻力和姿态角运动.最后分析和近似估算了落弹舱的微重力水平,给出了气动阻力对落弹舱微重力水平影响的数值计算结果:平流层气球在30km以上释放落弹舱,优于5×10-2g的微重力持续时间超过30秒.      

脉冲爆震发动机旋流式气动阀工作机理和扰流器阻力特性的实验研究

在脉冲爆振发动机（Pulse detonation engine,PDE)上采用旋流式气动阀,并获得成功应用。在此基础上,通过测量旋流式气动阀正反向流动阻力系数,研究了旋流式气动阀的工作机理。同时,还研究扰流片形状、阻塞比、扰流片片数及间距对扰流器阻力系数的影响。研究表明：PDE旋流式气动阀反向流动阻力系数仅比正向流动阻力系数大5％～36％,并通过试验结果建立了PDE旋流式气动阀工作机理。试验中发现：扰流器的阻力系数和扰流片型式、堵塞比、扰流片数目和间距有关。这些研究结果对PDE旋流式气动阀和扰流器设计有较大的参考价值。