燃气射流控制进气道调节原理及数值验证

为了提高固冲发动机＂变工况＂工作条件下进气道性能,将外部波系封口马赫数降低的设计方法与燃气射流进气道控制技术相结合,提出了燃气射流控制进气道设计方案;为分析设计方案的可行性,设计了三种进气道,并采用数值模拟方法三种进气道流场进行了模拟;通过对模拟结果的分析探索了调节方案的调节原理;通过对三种方案进气道性能的比较,初步验证了调节方案.研究表明：采用降低外部波系封口马赫数的设计方法可提高进气道低马赫数工作时的流量系数;燃气射流控制技术可均化进气道在高马赫数工作时的入口流场,减小有效喉道面积,提高总压恢复;射流控制可调进气道在一定工作范围内具有较好的性能.     

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点,为改善该类发动机工作性能,目前多采用燃气流量调节的方法。若同时调节冲压喷管,则可大幅改善固冲发动机的适应性。本文基于一维气动理论,建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型,计算得到了其工作特性。分析表明：与不可调固;中发动机、燃气流量可调固冲发动机相比,可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少以及比冲高等优势。     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

非等容多腔微型摆式发动机的带回热混合动力循环特性分析

常规微型摆式发动机效率低下、功率不足,针对这一缺陷,提出一种适于微型摆式发动机的可回热新型混合动力循环,研究表明,其热力特性能够显著改善发动机性能.首先改进摆式发动机为非等容多腔结构,在混合动力循环作用下,发动机与螺旋式回热器实现了理论联合运转,通过回收排气余热和抑制热泄漏两个途径提升整机效率.发动机稳态工作过程仿真结果表明,以不带回热的新型混合动力循环运行的微型摆式发动机,其热力性能较单一循环发动机具有明显优势;考虑泄漏效应后,混合循环由两个独立的四冲循环与两个独立的二冲循环构成,且发生泄漏的两相邻腔室必属不同循环,二者热力特性具有明显差异.应用该回热技术后,微型摆式发动机性能得到了大幅提升,其中四冲腔室热效率相对提升达45.31%,整机效率亦相对提升了14.09%.该数值模拟结果从原理上初步证明了该技术的可行性与先进性,对于促进微型热机的发展具有重大现实意义.     

合成射流改善S形进气道流场特性的研究

S形进气道存在严重的流动分离及二次流现象,导致进气道出口总压恢复系数低、流场畸变严重.由于二次流的存在,进气道内流场三维性较强,常规的在展向或周向施加等量的控制针对性并不强,本文在矩形进气道模型上游弯道流动分离处不同展向位置施加等强度的合成射流控制,研究不同展向位置对控制效果的影响.首先对进气道内流动分离和二次流的相互作用进行了分析,发现在进气道展向不同位置二次流可能会抑制或加强流动分离,流动分离也会使二次涡加强,导致出口局部区域压力恢复非常低.在展向不同位置施加控制,可通过改善展向不同区域流动分离来产生不同旋转方向的流向旋流和二次流相互作用,降低二次流的强度,获得较高的总压恢复.     

变几何超燃冲压发动机优化设计研究

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的全流道超燃冲压发动机性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了氢燃料变几何燃烧室的全流道超燃冲压发动机优化设计.设计结果表明,变几何燃烧室超燃冲压发动机性能得到提高.     

基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证

针对现有定几何高超声速进气道低马赫工作时流量系数低、溢流阻力大, 变几何高超声速进气道结构复杂、附加重量大、可靠性低等缺点, 提出了一种基于激波形状控制的固定几何高超声速可调进气道概念, 给出了其实现模式, 并进行了初步的验证. 研究结果表明, 该可调进气道能够依靠自身的高压驱动来实现对口部波系、有效喉道面积的调节, 使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高20%以上, 前体阻力系数下降8%以上, 其性能特征对于改善高超声速飞行器的低马赫数加速性能特别有利.     

微型旋转摆式发动机性能影响因素分析

针对一种新型差速式、无停顿旋转摆式发动机开展研究,建立MATLAB环境下较为完善的热力学仿真模型,计算结果表明:缩短燃烧持续时间有利于提升发动机性能;泄漏和传热是影响发动机性能的两个主要因素,低频运行时泄漏影响较大,高频运行时传热因素更敏感;发动机效率及功率随间隙尺寸增大而降低,当泄漏间隙一定、频率增大时,效率及功率随之会先增加后减小.考虑泄漏、传热影响后,若泄漏间隙控制在20μm,工作频率50 Hz时发动机达到最大热效率为17.36%,工作频率100 Hz时发动机达到最大功率为2121.2 W.较之微小尺寸级的百瓦级微型热机,微型旋转摆式发动机性能优势明显.     

探月三期月地高速再入返回器降落伞减速系统设计与实现

针对探月三期返回器回收的初始条件、约束条件以及返回器的相关特点,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统方案,解决了探月三期返回器降落伞开伞载荷、舱伞系统的稳定性、重量要求以及弹盖拉伞可靠性等多因素的约束,实现了各方面较好的匹配性和降落伞系统的轻量化设计.同时针对轻质、不规则气动外形伞舱盖的特点,对弹盖拉伞的开伞方式进行了设计,确保了弹盖拉伞工作的可靠性.介绍了降落伞系统的主要可靠性分析验证情况.经过地面试验、仿真试验、空投试验和飞行试验的验证,表明探月三期返回器降落伞系统工作性能稳定、可靠,能够确保返回器的安全着陆.     

两级密封式斯特林可逆热机

介绍一种两级密封式斯特林可逆热机。该机按斯特林循环正向运行，将热能转变成电能；按斯特林循环逆向运行，将电能转变成热能，突破了现代斯特林发动机、斯特林制冷机都不能逆向运行的技术难关。通过两级密封技术、工质自动均衡技术、螺旋逆流换热技术的综合应用，彻底清除了斯特林热机发展的两大障碍：一是结构复杂．二是密封困难，提供一种结构简单、密封可靠、使用方便、运行平稳、节能环保、造价低廉的斯特林可逆热机，可广泛应用于发动机、制冷机、热泵等三大技术领域。尤其是在低温制冷和高温制热这两方面，较现有技术更具优势．     

基于模糊故障树的柴油发动机故障诊断方法研究

机车在交通运输领域有着不可替代的作用,提高机车的运用和维修的可靠性是实现其功能的保证。本文将模糊数学理论与故障树分析方法相结合,建立了16V240ZJ型机车发动机的故障树模型,对以发动机不能正常起动为顶事件的模糊故障树的模糊算子进行了分析计算;并对该模糊故障树进行了定性及定量分析。通过对燃油供给系统、空气供给系统、起动系统及其主要组成部件发生故障的概率分析,得到了机车不能正常起动的故障树顶事件发生的模糊概率隶属曲线及顶事件发生的概率可信区间。采用模糊故障树对发动机的故障进行诊断的方法克服了传统故障树分析中需要大量可靠性数据和部件失效精确概率值的缺点,同时为开展机车的运用和维修工作提供了一定的理论分析基础。     

同轴并联混合动力系统模式切换控制研究

同轴并联混合动力系统在低速运行工况下发动机怠速停机对于提升整车节油率有显著的作用,然而由于同轴并联混合动力系统的自身结构特性,当系统由纯电模式切换至混合动力模式过程中,发动机需要开启并通过离合器的接合介入动力系统,这一过程中存在的电机起动发动机及离合器接合控制问题一直是混合动力控制领域研究的热点问题.针对上述模式切换控制问题,本文建立了同轴并联混合动力系统传动系模型及干式离合器及其执行机构的数学模型,考虑模式切换过程的平顺性与混合动力系统的传动效率,并结合发动机起动阻力矩及系统负载转矩的瞬态不确定性,提出了一种同轴并联混合动力系统模式切换控制方法:首先采用H∞鲁棒控制理论设计出满足约束条件且性能指标较优的离合器接合速度轨迹,然后将离合器接合速度轨迹转化成执行电机转速期望曲线,设计直流电机转速跟踪PID控制器实现离合器的快速平滑接合,然后对所提出控制方法在急加速、缓加速、不同发动机内阻以及不同车辆负载工况下的离合接合过程的仿真对比,最后利用控制器自动代码生成技术对所提出方法进行了试验验证.结果表明,所提出的控制方法可以实现混合动力系统平滑快速的模式切换过程,且整车的纵向冲击度控制在一定约束范围内,使得系统模式切换平顺性得到了保障,从而为整车模式切换控制策略设计提供理论基础.     

土石坝渗透破坏溃决机理及数值模拟

提出了一个能正确反映土石坝渗透破坏溃决机理,合理描述土石坝从渗透通道发展坝体坍塌和漫顶溃决全过程数值模拟方法.该方法通过分析土体颗粒在渗透通道中受力情况,出了渗透破坏发生时临界起动流速;分别建议了可合理反映筑坝材料颗粒级配、密度、强度、渗透通道倾角和坝坡、摩阻流速水流速度对冲量影响计算渗透通道扩展大坝漫顶溃决后溃口发展过程坝体冲公式.应用该方法对两座因渗透破坏溃决典型土石坝溃坝过程进行了反馈计算分析,计算出溃口发展规律、溃口流量过程与溃坝洪峰流量值与测结果接近,验证了其合理性.该方法可用于土石坝渗透破坏溃决致灾后果评估和溃坝防洪应预案制定.     

基于动力学结构突变的混凝土坝裂缝转异诊断方法研究

提出了混凝土坝裂缝转异诊断的动力学模糊互相关因子指数法,并利用该方法检验了Logistic时间序列由倍周期分枝走向混沌的结构突变过程,表明该方法具有鉴别时间序列内在动力学层次和检测其突变特性的功能.考虑到混凝土坝裂缝系统是一个开放的、耗散的以及复杂的非线性动力系统的特点,引用上述提出的分析方法对某混凝土重力拱坝下游面裂缝进行动力结构突变分析,发现了该坝裂缝存在两个明显的动力结构突变点,由此实现了混凝土坝裂缝的动态转异诊断;由于动力学模糊互相关因子指数法可以直接依据实测的裂缝开合度序列对大坝裂缝进行转异诊断,因此该方法具有较好的实际应用前景.     

300 m级超高堆石坝心墙砾石土力学特性试验研究

坝体的变形协调控制一直是高堆石坝设计和施工中的核心问题之一.对于300 m级超高堆石坝,由于国内外设计和施工经验较少,且用于300 m级超高堆石坝心墙防渗料的砾石土与一般砾石土力学特性存在较大差异,已有的研究成果尚不能有效指导工程实践.基于此,本文以两河口超高堆石坝心墙砾石土为研究对象,结合室内试验和现场试验结果,研究300 m级超高堆石坝心墙砾石土相关力学特性.结果表明,两河口超高堆石坝心墙砾石土具有较高压实度,其自身抗渗性能较好,可满足工程设计技术要求;通过压缩系数及压缩模量可知,所研究的心墙砾石土为低压缩性土;心墙砾石土峰值强度随围压的增大而增大,峰值摩擦角随围压的增大而减小,所得到的邓肯模型参数可为后续两河口超高堆石坝数值计算提供参考;现场试验表明两河口超高堆石坝心墙砾石土具有较高的承载力和抗剪强度,其渗透系数满足设计技术要求.本文通过相关室内试验及现场试验验证了砾石土作为300 m级超高堆石坝心墙防渗料的可行性及可靠性,研究成果可为300 m级超高堆石坝设计和工程建设提供相关试验及理论依据.     

双旁侧进气高超声速飞机概念设计与评估

要本文提出了一种旁侧进气翼身融合体布局一体化气动构型，并首次提出了一种基于双乘波体旋转对拼的前体设计方案．在全参数化构型设计的基础上，以数值模拟为评估手段，给定不同设计参数对前体进行了分析，结果表明在获得良好容积和升阻性能的同时，利用左右乘波面作为进气道的外压缩面，可保证进气道入口截面处具有较好的流场均匀性和来流捕获量．进而针对幂曲线、余弦曲线等4种典型的翼前缘形状，开展了整机数值分析．计算结果证明了飞行器的高升阻比优势，同时也发现由于机体／机翼的耦合作用，小攻角飞行状态下机翼前缘可以捕获机体压缩产生的部分高压，故在0°和4°攻角条件下，4种构型的升阻比呈现完全不同大小排列顺序．这一结果也为后续的优化设计提供了方向，即前缘形线的合理选择应可进一步提高飞行器的升阻比．     

波浪作用下泥沙的起动规律

全面分析了泥沙颗粒的受力情况. 通过对颗粒间的黏结力、薄膜水固体性质导致的附加静水压力和波浪惯性力的考虑,导出了适用于粗、细颗粒泥沙起动的统一公式. 该公式也反映了细颗粒泥沙起动流速随容重的变化. 经国内外大量试验资料和现场观测资料的验证,说明该公式全面概括了各种粒径天然沙和轻质沙在波浪作用下的起动规律,为研究和解决河口海岸泥沙问题提供了一个基础公式.     

轮胎滚动溅水与垂直入水相似性分析

飞机在积水跑道上滑跑时,轮胎溅起的水可能进入发动机,导致发动机出现掉转、喘振甚至熄火等现象.以往对机轮溅水问题的研究主要采用全机溅水试验的方法,这样的试验价格昂贵,且得到的有效数据有限.首先,通过对轮胎溅水机理的分析,根据流动相似理论以及切片法思想,阐述了轮胎滚动溅水与垂直入水的相似性.然后,使用LS-DYNA商业软件分别建立了基于SPH-FEM耦合方法的弹性带翻边轮胎滚动溅水与垂直入水模型,根据数值计算结果分析了两系统中侧向喷溅的形成机理,并对比了两种侧向喷溅的正视溅水形态、溅水速度以及翻边的作用效果.结果表明,当两系统中轮胎速度存在一定对应关系时,两种侧向喷溅的正视形态存在相似性.最后,根据这种相似性提出了采用轮胎垂直入水试验研究机轮溅水形态的新方法,为该问题的研究提供了新的思路.     

固体火箭发动机点火瞬间流固耦合综述

流固耦合是流体力学与固体力学交叉而产生的一门新兴力学分支,它主要研究固体在流场作用下的各种力学行为以及固体变形或运动与流场的相互作用规律．20世纪90年代,美国“大力神4”助推发动机首发试验失败后,固体火箭发动机点火过程中的流固耦合现象逐渐被研究人员所认识,并在实际应用中迅速发展．本文针对流固耦合在固体火箭发动机上的应用进行了归纳和总结,分别从点火燃气流动、药柱变形和实验研究三个方面综述了国内外的发展现状与趋势．以此为基础,初步探讨了我国开展固体发动机点火瞬间流固耦合研究的方法,为固体发动机装药设计提供了一定参考．     

探月工程三期月地高速再入返回飞行器防热系统设计与验证

本文针对月地高速再入返回的高焓、二次大气层再入、高热流密度峰值与长加热时间耦合的气动加热环境特点,提出了飞行器防热系统设计方案,研制了七种新型碳硅复合烧蚀防热材料,建立了防热系统分析模型,并完成了地面试验验证.经对飞行试验数据的详细分析,结果表明防热系统的实际性能与设计预期一致.