航空发动机单管燃烧室试验器测控系统设计

为满足新型燃烧试验需求,针对航空发动机燃烧室试验中单管试验器的特点,提出并设计了1种基于以太网的分布式测控系统。详细阐述了该系统的总体设计方案,分别从软件和硬件两方面研究分析了该系统的详细设计过程,并对其进行了测量不确定度分析。目前该系统已经完成试验前调试,并已顺利完成了多项单管燃烧室燃烧试验任务。结果表明:该系统可靠性高、稳定性良好、通用性强,满足试验器测控需求,具有较高的工程应用价值。     

进口导叶形式对核心机驱动风扇级的影响

以某变循环发动机(VCE)所用核心机驱动风扇级(CDFS)为研究模型,数值模拟了CDFS在真实边界环境下的流动特性,分析了单/双涵道工作模式下,不同形式的可调进口导叶(IGV)对CDFS流动特性及性能的影响机理。结果表明:不同工作模式时,CDFS靠导叶角度的开闭实现大范围的流量调节。单涵道(SB)工作模式时,不同形式的可调进口导叶(VIGV)对CDFS性能的影响差异很小;双涵道(DB)工作模式时采用常规可调导叶(CIGV)会在其吸力面产生较大的流场分离,且流通能力和流量调节范围大大降低。可变弯度导叶通过可转动部分的开闭实现CDFS对流量调节的需求;通过固定部分保证CDFS导叶进口气流攻角基本不变,同时在固定部分和可转动部分连接处所形成的收缩通道的加速效应显著抑制了导叶吸力面的流动分离。可变弯度导叶是适用于CDFS在不同工作模式下性能参数及流量调节需求的可调导叶的形式。     

当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响

为了研究当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响规律,采用控制变量法,保持内燃波转子转速、混气填充速度不变,通过调节燃料喷射体积流量改变混气的当量油气比。在不同的当量油气比下开展内燃波转子燃烧特性试验。试验结果表明:当量油气比对于内燃波转子燃烧过程影响很大,随着当量油气比的增加,内燃波转子获得的燃烧压力增益增大,在内燃波转子转速为900r/min、混气填充速度为6.741m/s、当量油气比为1.442时,6个工作循环内平均燃烧压力增益达到246.29％,火焰平均传播速度随当量油气比呈类似正态分布,在化学恰当比附近达到最大10.8m/s。当量油气比小于1时,两组工况下火焰锋面呈向下倾斜状传播,当量油气比大于1时,两组工况下火焰锋面呈向上倾斜状传播。      

乙烯燃烧化学动力学机理的简化与分析

为了获得高精度、小尺寸的乙烯简化机理,采用基于误差传播的直接关系图(DRGEP)法和反应路径分析(PFA)法对USC(University of Southern California)-Ⅱ机理在宽范围工况下进行简化,通过取交集方式得到了包含38个组分和243个反应的框架机理,采用灵敏性分析得到了包含30个组分和167个反应的框架机理,其最大点火延时误差为7.10%。在较宽的工况范围内对30个组分的框架机理进行了验证与机理分析,结果表明:此框架机理在点火延时,火焰传播速度,温度曲线,组分摩尔分数曲线,反应的灵敏性系数,反应路径和不确定性等燃烧特性参数与详细机理吻合较好。通过准稳态假设(QSSA)方法简化得到了更适用于工程应用的24个组分和20个总包反应的全局简化机理,并验证了其点火延时。      

串联式TBCC发动机风车冲压模态性能模拟

建立了基于部件低转速特性匹配的串联式涡轮基组合循环（TBCC）发动机风车冲压模态性能计算模型,提出了压气机低转速大流量特性扩展方法,由换算扭矩代替等熵效率表示旋转部件特性,解决了低转速部件效率不连续相关问题。分析了冲压外涵面积变化和涡轮功率提取对风车冲压模态性能及部件匹配的影响规律,并基于推力、流量连续准则设计了涡轮模态至冲压模态转换过程（含风车冲压模态）的参数调节规律。计算结果表明:在风车冲压模态下,冲压外涵面积变化对风扇工作状态有显著影响,对压气机影响较小;涡轮可提取功率随着风车转速的减小先增加后降低,比冲随提取功率的增加基本呈线性降低趋势,功率提取位置（高、低压涡轮）对部件匹配有显著影响。      

高空环境下喷嘴参数对航空活塞发动机燃烧与性能的影响

以一台四缸四冲程压燃式航空煤油活塞发动机为研究机型,运用工程系统高级建模和仿真平台软件(AMESim)仿真软件建立了发动机的整机模型,并使用台架实验的采集数据对该仿真模型进行了验证。在高空环境中,仿真分析了飞行器起飞工况、最大巡航工况下发动机喷油器的不同喷孔数、孔径对发动机燃烧过程、性能和NOx排放特性的影响。计算结果表明:稳态工况下,随着喷孔数的增加,最高燃烧压力和温度增加,瞬时放热率增长速度快且峰值上升;同时,缸内预混燃烧得到强化,燃烧始点提前,滞燃期和燃烧持续期缩短,燃烧重心前移,循环热效率增高,但同时会提高NOx的生成量;在飞行器瞬态变海拔的起飞工况下,多喷孔数、小孔径的喷油嘴有利于航空活塞发动机在高空环境下恢复发动机功率,提升飞行器的动力性和续航性能。      

一种阵列天线逐通道相关在线标校法

由于发送端和接收端时钟的不一致性,导致低信噪比下阵列天线卫星移动通信的逐通道相关标校有很大的难度。在考虑易实现性和简易性基础上,提出了一种可以解决低信噪比下通道校正的多周期长时累积方法。该校准信号为由地面标校站产生的BPSK调制扩频信号,可以减少卫星设计的复杂度,且在不中断用户数据传输的基础上实现在线标校。该方法通过对接收信号打标、速率匹配等措施来解决收发时钟不一致导致的码偏和频偏问题。研究结果可以为阵列天线卫星通信技术提供支持。     

激波引燃冲压发动机一体化流场数值模拟

激波引燃冲压发动机是一种采用爆轰形式组织燃烧的吸气式高超声速飞行器动力系统。采用AUSMPW+迎风格式、氢氧7组分8步基于反应模型,在非结构网格离散域上求解二维多组分化学非平衡流Euler方程。采用发展的数值方法求解了激波引燃冲压发动机内外一体化流场,研究了台阶长度、斜劈尖角度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响规律。计算结果表明,所发展的数值方法能用于激波引燃冲压发动机的一体化流场和性能预示计算;台阶长度和斜劈尖角度影响发动机流场结构和预混气体能量释放程度。推力和燃料比冲均随台阶长度的增大而增大,随斜劈尖角度的增大而减少。     

An empirical approach to predicting the key parameters for a sunspot number cycle

The common methodologies used to predict the smooth sunspot number (SSN) at peak (Rmax) and the rise time (Tr) for a cycle are noted. The estimates based on geomagnetic precursors give the best prediction of Rmax for five SSN cycles (20–24). In particular, an empirical technique invoking three-cycle quasi-periodicity (TCQP) in Ap index has made accurate predictions of Rmax and Tr for two consecutive SSN cycles (23 and 24). The dynamo theories are unable to account for TCQP. If it endures in the 21st century the Sun shall enter a Dalton-like grand minimum. It was a period of global cooling. The current status of the ascending phase of cycle 24 is described and the delayed reversal of the solar polar field reversal in the southern hemisphere in September 2013 is noted.