微型镓场发射电推力器的研制和点火特性

为了满足立方星等微纳航天器对推进系统的需求,研制出中国首台针式微型镓场发射电推力器。通过提高润湿温度解决了真空环境下镓难以充分润湿钨针等问题。实现了推力器的稳定点火,测试了不同润湿温度和不同几何参数下的点火特性。得到了发射电流随润湿温度提高、极间距减小和吸极内孔直径的增大而增大的关系。通过公式计算,给出了不同发射电流下的理论推力。通过电场仿真得到不同几何参数下的电场强度,揭示了几何参数影响发射电流的原因。     

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。     

多旋翼无人飞行器必要建模因素

近年来多旋翼无人飞行器(UAV)成为了小型无人飞行器发展的热门领域,而学界对于多旋翼飞行器飞行力学建模与飞行力学特性分析的研究还相对较少。针对相关研究需求,基于传统旋翼模型,建立了适用于多旋翼无人飞行器的飞行力学模型,并利用此模型对多旋翼无人飞行器悬停模态特性进行了初步分析,结果显示多旋翼飞行器模态稳定性明显弱于传统直升机,且横向Phugoid模态取代了荷兰滚模态。随后利用弱耦合系统理论与纵向模态简化模型,对多旋翼建模过程中的旋翼旋转自由度(DOF)动态特性、入流模型和旋翼气动力矩的建模必要性进行了研究。分析表明,旋翼旋转自由度的动态特性在飞控增稳条件下对全机特性有着重要影响,入流分布对刚性旋翼的俯仰、滚转气动力矩有着决定性作用,而旋翼气动力矩是决定多旋翼悬停模态的重要因素,这三者在多旋翼建模分析中不能忽略。     

对旋风机转速改变对其气动特性的影响

对旋风机前后级转速比对风机气动特性影响较大,合适的转速比有利于提高对旋风机气动性能。采用数值计算和实验模拟方法研究对旋风机前后两级叶轮转速改变对风机气动特性的影响。首先,通过速度三角形定量分析转速改变对风机功率和内部流动参数的影响。之后,数值计算的结果与实验进行对比,分析基准转速下风机整体性能的变化。最后,通过数值计算结果对风机内部气体的流动进行具体分析,发现在保持进口条件不变的条件下,前后两级叶轮转速改变相同百分比时,第1级转速改变可以更加有效的改变风机的流动参数和性能,综合比较整体性能变化与实际应用确定了最优转速比为1.1∶1,此转速比下传动效率为88.4%时对旋风机效率为75%。     

风扇叶片叶尖扭转特性试验研究

为研究风扇叶片叶尖扭转特性,基于叶尖定时技术,建立一种发动机运行状态动态测量叶片叶尖弹性变形角的试验方法,在压气机试车台对小涵道比双级风扇试验件一级转子叶片不同工况下叶尖扭转特性开展了试验研究。试验结果表明：叶尖弹性变形角表现为随着转速升高而变大及随着特性线向失稳区移动而变大的特点,在100%换算转速近喘点达到本次试验风扇稳定工作状态的最大值1.25°。可变进口导叶（VIGV）角度仅在喘振边界附近对叶尖弹性变形角影响较大。在90% 转速、VIGV角度为-5°喘点处,叶尖弹性变形角出现大幅振荡,经估算,1号叶片喘振前扭转振幅为0.18°,喘点处扭转振幅为1.05°,退喘后扭转振幅为0.11°,通过监测弹性变形角测量叶片振动具有可行性。     

过冷大水滴变形与破碎的影响因素

过冷大水滴（SLD）结冰过程中,影响水滴变形与破碎及其导致的效应的因素众多,多种影响因素耦合作用于水滴变形与破碎的规律还未得到清晰认识。采用数值计算的手段,模拟了SLD运动过程中的变形与破碎现象,分别研究了水滴直径、流场速度及绕流物体尺寸变化对水滴破碎与变形及其效应的影响。通过研究,提出了包含SLD的典型流场区域划分方法,得到了不同因素对水滴破碎区域面积、物面的水滴收集特性、破碎子水滴分布特性的影响规律,发现水滴直径、流场速度、翼型前缘半径与变形和破碎影响撞击特性的程度呈正相关关系。在此基础上,提出了一个综合影响参数X,线性回归分析的结果初步说明,X是表征水滴变形与破碎及其效应的合适参数。相关工作可以为SLD结冰的计算、试验以及防/除冰设计提供参考。     

CH4/正癸烷混合燃料燃烧特性

为研究CH4/正癸烷混合燃料的燃烧特性及燃烧稳定性,在定容燃烧弹中测量了初始压力为0.1MPa、初始温度为420K、当量比范围为0.8~1.5和甲烷摩尔分数为0~0.8时CH4/正癸烷混合燃料的火焰扩散速度、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度等,分析了甲烷摩尔分数对马克斯坦长度及层流燃烧速度等的影响。结果表明:当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数的增加,火焰发展末期,前锋面由网格形胞状结构发展为光滑球面,火焰稳定性增强;甲烷摩尔分数增加导致混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小的趋势变慢,实验研究范围存在临界当量比,当量比小于1.2时,甲烷摩尔分数为0.8的混合燃料燃烧稳定性较差,而当量比大于1.2时,甲烷摩尔分数为0.8的混合燃料燃烧稳定性较好;当量比在1.0~1.3范围内,甲烷摩尔分数为0.2和0.4的混合燃料层流燃烧速度较快,而在实验测量当量比范围,甲烷摩尔分数为0.8的混合燃料层流燃烧速度较慢。      

燃油温度对离心喷嘴雾化特性影响的试验

对某中心分级燃烧室头部的三种型号离心喷嘴副油路燃油喷入静止大气中的雾化特性进行了试验研究,获得了不同进口燃油温度(-40~80 ℃)和供油压差对燃油雾化特性的影响规律。利用相位多普勒粒子测量技术（PDPA）测量了沿流向距离离心喷嘴出口30 mm平面上的油雾特性,并利用激光粒度分析仪对试验结果进行了进一步验证。研究结果表明:①离心喷嘴的流量数随燃油温度的升高而逐渐减少,且在低温段下降幅度更大;②测量平面上沿直径各处的Sauter平均直径（SMD）在低温段随燃油温度的升高而减小,且油锥中心处的SMD下降幅度更大;③利用激光粒度分析仪测得的油雾场粒径分布在一定程度上验证了PDPA测量结果的正确性,液滴特征直径和液滴尺寸分布系数随供油压差的增大而减小。     

燃油温度对离心式喷嘴雾化性能影响

以离心式压力雾化喷嘴为研究对象,对不同压力下燃油温度对航空煤油雾化特性的影响进行了实验测试和数值模拟研究,获得了燃油在喷嘴内的流动特性及温度、压力对燃油雾化特性参数的影响规律。实验研究了燃油温度变化范围在-20 ℃至50 ℃的雾化特性,数值模拟对燃油温度在-50 ℃至50 ℃范围内喷嘴内燃油的流动特性及燃油的雾化特性进行了数值模拟。结果表明:燃油压力对雾化特性影响不大;在所研究的温度范围内,温度增加会导致雾化角增大、索太尔平均直径（SMD）减小、周向分布不均匀性增大,在-20 ℃升至50 ℃时SMD由45 μm降低到30 μm;油膜厚度会随燃油温度的降低而增厚,有利于提高燃油周向分布均匀性,但会导致雾化液滴直径增大。     

考虑电涡流效应的射流管伺服阀建模及频率特性

针对射流管伺服阀在电-磁-力-位移转换过程中的响应滞后问题,建立了考虑电涡流效应的力矩电动机数学模型,获取了力矩电动机的频率特性。以某型射流管伺服阀为例,建立了考虑电涡流效应的射流管伺服阀数学模型,得到了主要性能参数对伺服阀频率特性的影响规律。结果表明:气隙长度、气隙磁导率的增加以及气隙有效面积的减小会导致伺服阀响应变慢,控制线圈匝数不影响伺服阀的频率特性,导磁材料电导率的减小能提高伺服阀的响应速度。对伺服阀进行试验研究,理论值和试验值之间的差值约为5%,验证了所建模型的正确性和有效性。