双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望

为了获得氨燃料航空动力应用潜力评价,本文综述了氨燃料的绿色制取方法、氨燃料燃烧特性的研究成果以及氨航空发动机设计过程中可能存在的技术问题和相应的解决方案。综合已有研究成果,本文认为氨燃料航空发动机具有非常广阔的应用前景,采用氨氢混合燃烧在未来有望成为氨燃料航空动力系统的优选方案。

空间发动机离心喷嘴真空下脉冲工作雾化特性实验研究

为得到空间双组元发动机中的液液同轴离心喷嘴在真实工作时的雾化特性,利用全透明真空舱搭建了真空喷雾实验与测量系统,对同轴离心喷嘴的脉冲雾化过程进行了实验研究。在入口压力1.6 MPa,开启时间分别为8 ms,20 ms和50 ms等典型工况下,对比研究了真空与大气环境下离心喷嘴脉冲工作的雾化特性,测试了同轴离心喷嘴单路脉冲工作以及两路同时脉冲工作的喷雾情况,测量了索太尔平均直径SMD的动态变化,并使用高速相机拍摄了相应的喷雾场图像。真空与大气下的对比实验表明,在真空下同轴离心喷嘴单路脉冲工作稳定段的SMD明显大于在大气中的SMD,且在真空下锥形液膜比较平滑。同轴离心喷嘴两路同时工作的实验结果表明,真空下两锥形液膜不会合并,而在大气下两股液膜会完全混合。

基于Damköhler数的支板稳定器贫油熄火分析方法研究

稳定器的贫油熄火边界预测对于燃烧室的设计具有重要意义。本文开展了支板稳定器的贫油熄火试验,得到了来流温度473~623 K,空气流速在60~130 m/s下的贫油熄火边界。通过数值模拟得到燃烧室的反应场和流场分布,分析了近熄火和稳定燃烧工况时Damköhler数的分布特性。结果表明,流动时间尺度在不同燃油流量下变化不大,化学时间尺度随燃油流量的降低而增大,在近熄火时,Damköhler数大于1的区域为两条明显的带状分布,仅在剪切层保持较高水平,回流区难以加热剪切层的新鲜混气,导致最终熄火;基于CO质量分数确定的关键反应区与实际火焰具有较好的一致性。不同熄火工况下反应区内的平均Damköhler数在1左右波动,最大误差22%,证明基于Damköhler数的贫油熄火分析方法能够揭示贫熄特征,为解决实际熄火预测提供基础。

温度敏感凝胶推进剂中气泡间相互作用机理研究

为了研究凝胶推进剂除气工艺过程中的气泡两相流问题,采用Carreau-Yasuda模型描述凝胶的剪切稀化特性,并进一步引入了温度敏感性本构描述。数值上,运用流体体积方法研究了剪切和温度敏感耦合的凝胶中浮力驱动气泡的运动特性和气泡间的相互作用机理,关注了气泡的初始排列、气泡个数以及凝胶温度的影响。研究结果表明,主导气泡的尾流以及底部的低粘区会吸引尾随气泡并加速尾随气泡的上升;水平排列的气泡间由于强涡量场会存在一定的横向排斥力;温度上升带来的黏度下降会加速气泡的融合和上升,并且增强了气泡间的相互作用。

基于冗余执行器的航空发动机推力快速响应控制方法研究

面向飞/推一体化控制需求,开展涡扇发动机推力快速响应控制研究,提出了适用于推力最小相位系统的冗余控制方案。研究内容包括:(1)借鉴阀位控制思想,提出在传统燃油流量(Wf)回路基础上增设尾喷口喉道面积(A8)回路,通过挖掘冗余执行器变化速率潜力,提高推力响应速度,降低了对于燃油泵快速作动的需求,同时该方法可以使喷口在推力响应过程逐渐回中,系统具备持续的推力快速调节能力;(2)分析了A8调节推力的物理机理,指出容腔压力动力学主导的部件间流量匹配过程使得A8对推力具有直馈作用,是提高推力响应速度的有效途径。基于发动机部件级模型的评估结果表明,本文提出的方法在执行机构存在速率限制的情况下,实现了推力10 rad/s闭环带宽和A8回中的设计目标,方法可行、有效。在推力响应过程中,A8直馈作用对推力变化的贡献度最高时超过50%。随着对于推力控制模式和推力响应速度的日趋关注,应对容腔内的压力动态过程给予充分的重视。

两电极/三电极等离子体合成射流激励器工作特性对比研究

为了实现等离子体合成射流激励器性能设计优化,采用放电测量和高速阴影技术对两电极和三电极等离子体合成射流激励器工作特性进行了实验研究,开展了不同环境压强下两种激励器放电特性、流场特性和能量沉积特性的对比分析,获得了两种激励器工作特性差异的物理机制。研究结果表明,两电极和三电极等离子体合成射流激励器具有相似的放电电压-电流变化过程,相同的击穿电压和峰值电流随环境压强的变化趋势,相近的射流建立和流场响应速度。但在相同电容能量、腔体尺寸和环境压强下,两电极激励器产生的射流和前驱激波速度峰值分别为300 m/s和350 m/s,而三电极激励器则高达480 m/s和520 m/s,并且三电极激励器具有更小的放电电磁干扰。三电极激励器更强的射流形成能力是由于其可以以较小的击穿电压,配合大放电电容和大电极间距,将电源电容到激励器电弧的能量转化效率从两电极激励器的20%提升至90%,实现对激励器腔体更充分的加热。

变弯度导叶铰接位置对风扇振动特性的影响

针对变弯度导叶尾迹激励引起的转子叶片共振,基于谐响应模态叠加法对风扇转子进行强迫振动分析,研究了不同铰接位置的变弯度导叶对风扇气动性能及其振动特性的影响。结果表明,随着铰接位置向尾缘移动,风扇转子流量、压比和效率增加,稳定裕度降低,主要影响下游转子叶根部位的进气角度。在气动激励方面,随着铰接位置后移,转子叶片表面的压力幅值增大,相位变化剧烈,通过将非定常气动力转换到模态空间中,可以看到叶片所受模态气动力在铰接位置为35%C (C为轴向弦长)的情况下达到最大值,后呈现先减小后增加的规律,这与振动响应的变化规律一致。铰接位置对所关注的高阶局部模态的气动阻尼影响较小,最大差异为0.046%。在振动响应方面,转子叶片的振动应力随铰接位置剧烈改变,且为非单调变化。在设计位置处叶片的振动应力最小,在35%C处振动应力达到设计位置的15倍。对于本文所研究的模型及工况,最优铰接位置为45%C,与仅考虑气动性能的25%C不同。因此在变弯度导叶设计时,需要考虑其对叶片振动特性的影响。

基于绿色能源的分布式混合电推进系统性能分析

基于绿色能源的电推进飞行器是是航空运输业实现碳中和的重要技术途径。本文旨在利用理论分析和数值计算的手段,研究基于绿色能源的分布式混合电推进系统的性能,重点关注锂电池和固体氧化物燃料电池(SOFC)在航程和载荷方面的影响。本研究构建了一个包含多种能源形式的混合电推进系统架构,并基于能量流建立了功率传递模型,推导出综合考虑部件特征参数、能量分配参数、飞行气动参数的电推进系统航程方程和载荷方程。研究结果显示,在航程方面,锂电池的能量分配系数和能量密度对飞机航程有显著影响,特别是在能量密度阈值之上,增加锂电池的能量分配系数对提升航程有正收益。此外,SOFC的能量分配系数和效率的增加也提高了飞机航程,特别是在其高值区域。在载荷方面,上述锂电池和SOFC参数对飞机零燃料质量(MZF)和有效载荷具有重要影响,尤其在高能量密度、高效率和高能量分配系数的情况下飞机的载荷性能改善最佳。参数敏感性分析揭示了升阻比、边界层吸入(BLI)风扇效率、锂电池荷电状态(αsoc)和氢燃料剩余状态(αsoh)对航程的显著影响,其中在以往研究中较少出现的αsoc和αsoh的敏感性分析不容忽视,对其进行更为精确和可靠的状态估计有助于优化航程和载荷的性能表现。

倾斜椭球凹陷阵列湍流强化传热实验与数值分析

为了提高涡轮叶片内部通道对流传热性能,本文基于瞬态液晶热像技术分别针对矩形通道表面排布的球形凹陷和斜椭球凹陷阵列的传热和压力损失特性进行了实验研究。在雷诺数为1×10^(4)~6×10^(4)内,与基准球形凹陷相比,平行排布和V形排布的斜椭球凹陷总体传热分别增强了23.8%~33.8%和104%~121%,V形排布的斜椭球凹陷综合传热性能显著提高了25%~68.3%。通过数值模拟发现,平行排布的斜椭球凹陷虽然可以诱发更强烈的二次流,但是平行的排布方式使下游凹陷受到来自上游凹陷升温后的流体冲刷,因此限制了传热的进一步增强。V形排布的斜椭球凹陷通过诱发大尺度的纵向涡对将来自主流的冷流体输运至壁面,冷流体直接冲击壁面并与近壁流体剪切,极大地增强了对流传热。

径向油孔结构对环下润滑高速轴承内部流动特性的影响研究

为了研究径向油孔结构对环下润滑高速轴承内部流动特性的影响规律,根据高速轴承内部流动特征建立了数值计算方法,针对包含输油通道、径向油孔和轴承组件的物理仿真模型开展了油气两相流动计算,对比并讨论了不同径向油孔结构下轴承内部的油气分布和黏性摩擦损失。数值模拟结果表明,径向油孔孔径增大后轴承内部的平均滑油体积分数单调增加且滑油分布更均匀。径向油孔布设在周向油槽的同侧有利于提升轴承内部的平均滑油体积分数,同时滑油沿周向分布的均匀性较好。轴承组件表面扩展参数受径向油孔结构的影响,其变化趋势与平均滑油体积分数的变化相似。全部采用经验公式预测得到的黏性摩擦损失整体偏高,且不能反映径向油孔结构参数的影响,数值模拟和经验公式相结合计算得到的黏性摩擦损失与直接采用数值模拟获得的结果表现出较好的一致性。

叶轮机械大规模CFD并行计算方法应用验证

针对叶轮机械全环模型在大规模数值模拟中的计算需求,结合叶片通道模型的周期性特征,提出了一种创新的分层几何区域分解方法。这种方法通过有效地分解计算任务,实现了在不同计算核心间的负载均衡,优化了并行计算效率。在具备300PFlops(每秒3×10^(17)次浮点计算)和200PFlops(每秒2×10^(17)次浮点计算)计算能力的高性能计算平台上,本方法能够在1~6 h内完成1.8亿网格规模的多级压气机全环求解。通过对多个典型叶轮机械的算例分析,全面验证了所提出并行方法的性能和计算精度。结果表明,各模型的计算结果与实验数据高度一致,计算误差不超过6%,确保了计算准确。在万核规模的计算任务中,所采用的并行计算方法能够实现线性加速,并行效率在90%以上,证明了其在大规模计算中的高效性。此外,本方法在国产高性能计算平台上同样表现出良好的可移植性和适应性,充分展示了其在不同硬件架构上的广泛适用性及有效性。

短距垂直起降飞机推进系统典型构型及控制系统

短距垂直起降飞机具有短距起飞、垂直降落、水平飞行等多个模式,对推力控制性能提出了特殊的要求。本文总结20世纪80年代末以来出现的超声速短距垂直起降飞机推进系统,分别介绍其组成与原理,比较推进系统参数及性能指标,并给出推进系统控制技术的发展状况。发展趋势表明,以X-32B为代表的共用型布局具有最高的推进复用性,且飞行控制较为容易。而以F-35B为代表的复合型布局与常规飞机气动布局相似,推进系统能够适应工作点的显著变化,且具有较高的推进系统复用性,是短距垂直起降飞机推进系统的发展趋势。同时,复合型推进系统使得飞机控制系统与推进控制系统存在强耦合,因此在推进系统控制中应用基于模型的约束动态逆控制对控制量解耦,以提升飞行品质,降低飞行员负担,满足快速推力响应需求,实现短距离起飞与垂直起降。

压力敏感涂料测量技术在掠型叶栅表面测压中的应用

为了获得某掠型叶片吸力面压力分布,对一稠度为1.53,掠角为10.7°的掠叶栅进行了光路布局以及压力敏感涂料(PSP)压力测量,利用图像处理和三维重构算法得到了可读性高、便于数据提取的三维叶片吸力面压力分布,并和测压孔测量结果进行了对比。结果表明:利用自主发展的光路布局方法,有效解决了叶片表面光照辐照度不均匀、拍摄视角受限的问题;得到了高信噪比的原始压敏图像以及宽范围多工况的掠叶栅吸力面全域压力分布。与测压孔测量相比,PSP测量误差在5%以内,并且PSP测量结果还捕捉到了峰值等熵马赫数位置沿弦向的迁移以及叶片尾缘的气流分离现象。对不同攻角和来流马赫数下的掠型叶片吸力面压力分布进行分析:掠型叶片在零攻角和正攻角下存在明显的径向压力梯度,促使后掠型叶片气流向前掠迁移,增加了前掠下流低能流体的能量,使得前掠更有利于延迟角区分离,后掠则更容易发生角区分离;掠型叶片在低来流马赫数下展向压力对称性良好,掠设计的影响不显著,高来流马赫数则放大了前后掠对角区分离控制效果的不同。相比传统测压孔有限的压力分辨率,PSP测量可为掠型叶片设计和流动机理分析提供丰富可靠的压力实验数据。

长期贮存发动机中HTPB推进剂老化特性及蠕变本构模型

为了研究固体火箭发动机长期贮存期间老化对推进剂力学性能的影响,开展了三种温度(50℃,60℃与70℃)下为期60天的高温加速老化试验。对老化前后HTPB推进剂进行了定速拉伸试验与蠕变试验,并采用扫描电镜观察了其表面细观形貌。引入扩裂元件,结合Arrhenius方程,建立了含老化因子的推进剂蠕变全过程本构模型,利用试验数据拟合了模型参数并验证了其有效性。结果表明:随着老化进程的加剧,推进剂最大伸长率逐渐减小,最大抗拉强度会依次出现下降、波动、上升三个阶段。所建本构模型能较好地表征贮存1.5年后推进剂的蠕变全过程,预测曲线与试验结果曲线最大误差为13.35%。

考虑起飞工况的航空发动机性能退化预测研究

针对现阶段航空发动机性能退化建模研究没有考虑起飞工况的影响问题,提出了基于修正的非线性维纳过程发动机性能退化建模方法。该方法结合了同类型号发动机的历史性能退化数据与个体发动机的实时退化和工况数据。首先,考虑发动机每次起飞的工况不同,把工况修正引入非线性维纳过程建立发动机的性能退化模型。然后利用极大似然估计方法求得退化模型离线估计值,基于贝叶斯理论对退化参数进行在线更新,最后基于局部线性嵌入算法,对工况参数进行融合构建工况因子,修正退化参数,实现了基于起飞工况的单台发动机性能退化预测。结果表明,采用融合工况因子修正模型,与未修正和压比修正模型相比,平均绝对百分比误差分别降低1.50%和1.01%。证明融合工况因子修正模型能降低发动机起飞工况差异和仅用单工况参数修正所造成的预测误差,可以用来辅助指导下发决策。

壁面开孔方式对可渗透喷管推力性能影响数值研究

为降低传统大扩张比喷管在低空飞行时喷管内燃气过膨胀带来的推力损失,提出一种具有自适应高度补偿功能的可渗透壁喷管。对采用不同壁面开孔方式的可渗透喷管进行数值模拟,对比并分析喷管的全弹道推力性能。计算结果显示,可渗透喷管在低空下的推力补偿效果明显,比冲增益最高达10%,在高空下的推力损失低至1%,高度平均比冲增益最高达1.5%。在孔隙率、壁面开孔形状相同的情况下,壁面开孔尺度越小可渗透喷管的推力性能越好,但总体上不同壁面开孔尺度的可渗透喷管的全弹道性能差异为0.6%。产生性能差异的主要原因是相同孔隙率的情况下,低空通过小尺度孔进入喷管的气流更均匀,对可渗透段内壁面压强的提升以及分离激波的削弱效果更好,因此带来的低空推力补偿效果更好。在孔隙率、壁面开孔尺度相同的情况下,采用圆柱孔的可渗透喷管的推力性能要优于圆锥孔的可渗透喷管。综合性能最好的圆柱孔可渗透喷管与综合性能较差的渐缩型圆锥孔可渗透喷管的全弹道性能相差约3.3%。

电推进粒子网格法模拟中计算加速方法的研究综述

粒子网格法(PIC)模拟电推进装置等离子体时具有很强的第一性,但是模拟过程中计算负载很大,故PIC模拟的计算加速方法不可或缺。本文从电推进装置基本性质、低温等离子体物理特性和PIC算法特点作为切入点,明确了PIC方法在电推进装置模拟过程中计算负载高的原因;结合国内外的研究现状,从建模、时空尺度、算法与并行三个层面介绍了对应计算加速方法的原理和效果;对各类计算加速方法进行了总结和展望。

高空台流量管新型篦齿密封特性分析及结构优化设计

针对高空台流量管与导流盆连接结构减小气体泄漏、避免出现反向进气压力过大导致结冰的设计要求,开展不同内径流量管新型篦齿密封特性及结构参数优化研究。建立了高空台新型流量管篦齿密封结构有限元模型,并开展了新型流量管篦齿密封结构泄漏特性实验研究。基于数值模拟与试验,研究了流量管内径对密封性能的影响规律。根据Box-Behnken响应面设计法,选取不同流量管内径下的密封间隙、控制口数量以及孔型出口数量为优化参数,进行新型篦齿密封结构参数优化设计研究。结果表明:仿真泄漏量与试验值相比最大误差不超过7%,证明了本文仿真模型的有效性;当结构内径由1 m增大到3 m,密封泄漏量由0.021 kg/s逐渐增加到0.162 kg/s,增幅高达671.4%;内径1 m,2 m和3 m篦齿密封结构经优化后,最大流速分别减小了16.1%,14.3%和9.7%,泄漏量分别降低50.74%,98.50%和97.52%。本文研究为高空台新型流量管篦齿密封结构优化设计提供了有效方法,也为流量管尺寸规范化设计提供了技术支撑。

基于压电纤维复合材料半主动干摩擦阻尼器的设计与实验研究

针对薄壁结构的振动问题,设计了一种铺设压电纤维复合材料(Macro-Fiber Composite,MFC)的波纹形柔性干摩擦阻尼器。介绍了波纹形半主动干摩擦阻尼器的结构形式和驱动原理。通过准静态试验探究了阻尼器在不同电压序列下输入电压与输出正压力的关系,揭示了MFC驱动变形的迟滞非线性,并据此提出了局部线性化的驱动方案,规避了迟滞非线性给正压力控制带来的挑战。在此基础上,对安装上述阻尼器的悬臂梁结构开展了振动试验。结果表明,在设计工况下该阻尼器的减振效果良好,质量占比仅为5%的阻尼器即可使振动峰值下降79%;该半主动干摩擦阻尼器显著拓宽了有效工作范围,当振动水平为设计工况的9倍时,通过MFC驱动调控正压力,减振比例仍可保持在约75%,避免了阻尼效果的大幅衰减。

面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展

吸热型碳氢燃料在解决飞行器热管理问题中展现出巨大的应用潜力,但其在高温裂解过程中不可避免地会产生结焦,需要通过改变燃料组成、使用添加剂或处理冷却通道等结焦抑制技术来减少结焦。本文着重综述不同结构、材料组成和表面处理的冷却通道对抑制碳氢燃料结焦的作用,主要体现在:优化冷却通道结构,改善燃料流动状态,可以提高传热效率,减少结焦;调控基底材料组成,降低催化生焦活性,有利于结焦抑制;通过机械抛光、涂层和预氧化等表面处理方法,覆盖金属表面催化活性位点,降低焦炭前驱体与催化位点接触概率,达到抑制催化结焦的目的。同时,给出了优化结构设计、开发新型材料以及联用多种表面改性技术等方向的建议,期望为吸热型碳氢燃料的工程应用提供一定参考。