摘要:设计搭建水力直径分别为1mm和0.5mm的矩形微尺度通道实验台，研究了以R141b型制冷剂作为工质的两相流沸腾传热特性。实验取热流密度为1～16kW/m2、质量流速为111.1～333.3kg/(m2·s)和质量干度为0～1，分析了三者对平均传热系数的影响，探究影响换热的主导因素。结果表明：热流密度较高时，平均传热系数随热流密度增加而减小，流动换热主要受到沸腾传热的影响；当质量流速较大且热流密度较低时，平均传热系数随热流密度增加而有所增长；热流密度较低时，平均传热系数随质量流速变化明显，热流密度升高到一定值后，质量流速对平均传热系数的影响很小；当质量流速处于111.1～333.3kg/(m2·s)时，平均传热系数随质量干度的增加而减小。

摘要:针对一种带有气膜冷却结构的涡轮一级导向叶片进行气-固-热耦合数值模拟，通过比较考虑/不考虑热辐射的温比和综合冷却效率，分析了多种辐射因素对叶片表面温度和冷却性能的影响。结果表明：入口黑体辐射温度在1200~1900K之间，叶片表面发射率在0.3~0.7之间时，考虑热辐射作用均会使叶片表面温度明显上升。入口黑体辐射温度1600K，叶片表面发射率为0.5时，叶片压力面温度整体上升约100K，叶片表面最高温度点（1350K）温度上升约50K；气体辐射对叶片吸力面和尾缘区域造成5%左右的温升；考虑辐射作用使得叶片综合冷却效率下降，叶片前缘和压力面尽管布置密集的气膜孔仍然难以满足冷却需求，综合冷却效率下降至0.3以下。

摘要:研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响，为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径，并建立有限元模型，结合有限元/边界元理论，通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明：增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度，但也会使叶片温度不均衡程度增加，加剧尾缘气孔内的热应力载荷；增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率，有利于减缓气孔内的热应力，增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外，数值计算结果与试验及解析解较为吻合，对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。

摘要:采用流体/多孔区域一体化单区域算法，数值研究了高速绕流条件下前置于圆柱体前缘表面的柱状泡沫多孔体内部的传热特性。基于蒙特卡罗法考虑多孔域内的辐射热效应，分析了变化多孔区域长度和多孔阻力特性对模型激波阻力和前缘多孔区域气动热的影响。结果表明：在圆柱体前缘安置一定长度及带有适当阻力特性的泡沫多孔材料，可同时减小整体激波阻力并降低前缘表面的气动热效应。在模拟工况下，无量纲长度1.0、黏性阻力系数0.2×107m-2及惯性阻力系数200m-1的前缘泡沫多孔可减小激波阻力13.5%，降低约75%的前缘表面的平均气动热流密度。保持无量纲长度不变，减小泡沫多孔区域惯性阻力系数会降低激波阻力，但会略微增加前缘壁面气动热流密度。

摘要:针对碳氢燃料在再生冷却通道内的热裂解和催化重整反应过程,考虑燃料在超临界压力下的热物性,建立了超临界压力下的流动、换热和反应模型,开展了流动换热、热裂解和催化重整反应的耦合数值研究。结果表明：计算结果与实验吻合良好,能较为准确地预测壁面和燃油温度、燃料转化率和换热恶化等现象。催化重整反应能显著提高燃料的吸热能力,降低出口温度,同时还能抑制热裂解反应的发生。增大流量会降低燃料在通道内的停留时间,降低燃料的转化率和化学反应吸热量。

摘要:在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下，试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响，并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明：在不同油气比条件下，带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧；不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器，随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小；带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能；凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发，从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。

摘要:为研究航空发动机内部低温燃料的非定常空化流动特性，采用大涡模拟(LES)对液氢绕回转体的非定常流动特性进行了分析。通过与实验结果的对比可知，所采用的数值计算方法能够有效地模拟液氢绕回转体流动的非定常过程。讨论了空化演化过程和旋涡动力特性，研究结果表明：空化的非定常演变过程大致可以分为3个阶段：附着空穴生长阶段、大尺度空泡发展阶段和小尺度空泡发展阶段，且反向射流是造成空穴不稳定及脱落的主要原因；探讨了空化与旋涡之间的交互作用，明确了空穴前端和尾端处的涡量源于旋涡伸长项，空穴内部涡量源于旋涡扩张项，空穴交界面、反向射流头部区域涡量源于斜压扭矩项。

摘要:利用火花型合成射流对运输机后体流动分离进行了主动控制的数值研究。研究结果表明：火花型合成射流一方面直接向边界层分离区域输入高能动量，另一方面与外流相互作用后形成的旋涡强化了高速外流和低速边界层流的混合，从而推迟了运输机后体的流动分离，减小了分离区的大小；在相同的合成射流激励参数下，在边界层分离点处以及分离点后施加主动控制后的作用效果更好，平均阻力系数最大减小3.26%；与当量的定常射流、脉冲射流相比较，脉冲射流减阻效果优于定常射流，火花型合成射流优于脉冲射流。

摘要:针对脉冲爆震燃烧室（PDC）与涡轮共同工作时,涡轮入口为强非稳态气流的特点,结合涡轮损失机理,确定适合脉冲爆震来流的涡轮类型并开展气动设计工作,运用数值方法计算所设计涡轮的效率和探究PDC与涡轮相互作用的机理。研究结果表明：部分进气、小反力度的冲击式涡轮更适合脉冲爆震来流；在喷嘴收缩段、动叶叶片前缘以及动叶压力面生成向上游传播的反射激波,造成能量损失；在设计点,涡轮效率约为75%。上述研究结果可以为脉冲爆震涡轮发动机的涡轮设计提供一定的参考。

摘要:利用高温风洞及远红外热像技术，在两种主燃气与冷气温比(TR)(1.64、2.68)和4种气膜注射吹风比(BR)(0.6、 1.0、 1.5、2.0)下，研究了导叶端壁十排复合角度圆形气膜孔的综合冷却效率。对比高、低温比下的实验结果发现：①在无气膜时，端壁前缘的最高温点会因主流温度的提高而更靠近叶片前缘；②气膜出流时，端壁近吸力面区域冷却效率高于近压力面区域，冷却效率随BR的提高而不断增大，且BR从1.0增加到1.5时，冷却效率增幅最明显；③在同一BR下，端壁的综合冷却效率会随TR的增加而提高，但随着BR的不断加大，TR对端壁平均冷却效率的影响逐渐减小，即：相比于TR为1.64下的面平均冷却效率，TR为2.68工况下的平均冷却效率在BR为0.5时可提高18.2%，而在BR为2.0时，其只相对提高了8.8%。

摘要:利用高温风洞及远红外热像技术，在两种主燃气与冷气温比(TR)(1.64、2.68)和4种气膜注射吹风比(BR)(0.6、 1.0、 1.5、2.0)下，研究了导叶端壁十排复合角度圆形气膜孔的综合冷却效率。对比高、低温比下的实验结果发现：①在无气膜时，端壁前缘的最高温点会因主流温度的提高而更靠近叶片前缘；②气膜出流时，端壁近吸力面区域冷却效率高于近压力面区域，冷却效率随BR的提高而不断增大，且BR从1.0增加到1.5时，冷却效率增幅最明显；③在同一BR下，端壁的综合冷却效率会随TR的增加而提高，但随着BR的不断加大，TR对端壁平均冷却效率的影响逐渐减小，即：相比于TR为1.64下的面平均冷却效率，TR为2.68工况下的平均冷却效率在BR为0.5时可提高18.2%，而在BR为2.0时，其只相对提高了8.8%。

摘要:在环境温度为800K和900K条件下,获取RP-3航空煤油结焦产物,通过试验获得表观形貌及物性,拟合了结焦产物的比热容和导热系数随温度变化的经验关系式。结果表明：航空煤油结焦产物的微观结构为球状颗粒堆积且表面存在可见孔隙,表观密度约为1049kg/m3,真密度约为1498kg/m3,孔隙率约为29.9%,环境温度为800K下生成的油焦真密度较900K下生成的小；通过闪光法测得油焦比热容约为1.1~2.2J/(g·K),导热系数约为0.19~0.28W/(m·K),比热容和导热系数均随着温度的升高而增加,环境温度为800K下生成的油焦比热容和导热系数较在900K条件下生成的略大。

摘要:在环境温度为800K和900K条件下,获取RP-3航空煤油结焦产物,通过试验获得表观形貌及物性,拟合了结焦产物的比热容和导热系数随温度变化的经验关系式。结果表明：航空煤油结焦产物的微观结构为球状颗粒堆积且表面存在可见孔隙,表观密度约为1049kg/m3,真密度约为1498kg/m3,孔隙率约为29.9%,环境温度为800K下生成的油焦真密度较900K下生成的小；通过闪光法测得油焦比热容约为1.1~2.2J/(g·K),导热系数约为0.19~0.28W/(m·K),比热容和导热系数均随着温度的升高而增加,环境温度为800K下生成的油焦比热容和导热系数较在900K条件下生成的略大。

摘要:仅利用一个参考载荷，建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法，研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现：应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大；转动加速度对应力强度因子的影响较小；转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上，建立了断裂控制准则，计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。

摘要:仅利用一个参考载荷，建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法，研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现：应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大；转动加速度对应力强度因子的影响较小；转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上，建立了断裂控制准则，计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。

摘要:为降低航空发动机涡轮盘失效风险并提高使用寿命，将主动热载荷管理技术应用于预置裂纹的涡轮盘模型，采用通用权函数法计算裂纹应力强度因子进而分析轮盘寿命，研究经主动热载荷管理的轮盘上能量分布对轮盘寿命的影响，探索轮盘上热边界载荷与寿命的关联性和变化规律，并通过有限元仿真模拟初步分析其作用机理。结果表明：主动热载荷管理技术通过优化轮盘的温度分布，可以有效地降低裂纹附近的应力，延缓裂纹的扩展，显著的提高寿命和安全性，当热边界载荷系数分别取0.05和0.10时，轮盘相应的寿命分别增加12.2%和26.1%。

摘要:为降低航空发动机涡轮盘失效风险并提高使用寿命，将主动热载荷管理技术应用于预置裂纹的涡轮盘模型，采用通用权函数法计算裂纹应力强度因子进而分析轮盘寿命，研究经主动热载荷管理的轮盘上能量分布对轮盘寿命的影响，探索轮盘上热边界载荷与寿命的关联性和变化规律，并通过有限元仿真模拟初步分析其作用机理。结果表明：主动热载荷管理技术通过优化轮盘的温度分布，可以有效地降低裂纹附近的应力，延缓裂纹的扩展，显著的提高寿命和安全性，当热边界载荷系数分别取0.05和0.10时，轮盘相应的寿命分别增加12.2%和26.1%。

摘要:对高超声速环境中功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振机理及分岔特性进行了研究。分别采用活塞理论和Eckert参考焓方法模拟气动力以及气动加热效应,在求解板内二维热传导方程以及考虑温升对材料物性影响的基础上,建立了一个气动加热-气动弹性双向耦合的功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振模型。采用有限元方法对曲壁板控制方程进行了数值模拟,着重分析了不同拱高下曲壁板的分岔行为,探讨了拱高变化对曲壁板分岔图的影响,发现了曲壁板颤振三种典型的颤振行为,即：热屈曲、混沌以及规则振动。对初始拱高板厚比为1时,曲壁板的两种规则振动行为进行对比发现,随着马赫数的增大,气动加热效应所引起的热内力会使曲壁板的规则振动更加复杂,同时振动的主振型及频率均会发生变化。

摘要:对高超声速环境中功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振机理及分岔特性进行了研究。分别采用活塞理论和Eckert参考焓方法模拟气动力以及气动加热效应,在求解板内二维热传导方程以及考虑温升对材料物性影响的基础上,建立了一个气动加热-气动弹性双向耦合的功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振模型。采用有限元方法对曲壁板控制方程进行了数值模拟,着重分析了不同拱高下曲壁板的分岔行为,探讨了拱高变化对曲壁板分岔图的影响,发现了曲壁板颤振三种典型的颤振行为,即：热屈曲、混沌以及规则振动。对初始拱高板厚比为1时,曲壁板的两种规则振动行为进行对比发现,随着马赫数的增大,气动加热效应所引起的热内力会使曲壁板的规则振动更加复杂,同时振动的主振型及频率均会发生变化。

摘要:为了研究三维编织C/C复合材料高温氧化环境下的力学性能，在大气环境下开展了有、无抗氧化涂层三维四向C/C复合材料平板试验件700℃时的拉伸试验和拉/拉疲劳试验。拉伸试验结果表明：无涂层三维四向C/C复合材料在700℃保温1h和2h后，强度分别下降至有涂层的70.33%和44.57%，弹性模量分别下降至有涂层的58.57%和38.99%，氧化后的总拉伸应变比有涂层的大幅度提升，材料破坏时无刚度突降现象。疲劳试验结果表明：有涂层三维四向C/C复合材料的剩余刚度先增加，而后保持，最后突降，应力水平为83%经105循环后剩余强度比初始强度提高了19.75%；无涂层三维四向C/C复合材料的剩余刚度先增加后降低，直至材料完全破坏，应力水平为75%经105循环后剩余强度比初始强度降低了20.40%。

摘要:为了研究三维编织C/C复合材料高温氧化环境下的力学性能，在大气环境下开展了有、无抗氧化涂层三维四向C/C复合材料平板试验件700℃时的拉伸试验和拉/拉疲劳试验。拉伸试验结果表明：无涂层三维四向C/C复合材料在700℃保温1h和2h后，强度分别下降至有涂层的70.33%和44.57%，弹性模量分别下降至有涂层的58.57%和38.99%，氧化后的总拉伸应变比有涂层的大幅度提升，材料破坏时无刚度突降现象。疲劳试验结果表明：有涂层三维四向C/C复合材料的剩余刚度先增加，而后保持，最后突降，应力水平为83%经105循环后剩余强度比初始强度提高了19.75%；无涂层三维四向C/C复合材料的剩余刚度先增加后降低，直至材料完全破坏，应力水平为75%经105循环后剩余强度比初始强度降低了20.40%。

摘要:为了实现航空发动机冷端风扇叶片在考虑鸟撞情况下的轻量化设计,从结构拓扑优化计算的角度出发,对该问题展开深入的研究并提出具体的解决方案。针对叶片优化中存在的优化模型建立,结构动态工况优化,多条件约束并存处理,多工况联合优化等关键问题,进行了理论上的深入分析研究,阐述了结构多约束、多工况动态优化的理论基础,并结合相应的数值计算平台,提出了风扇叶片分步优化计算的方案,对航空发动机叶片进行拓扑优化计算。计算结果显示,最终的叶片轻量化结构满足所有鸟撞与离心载荷多工况的优化约束条件,拓扑结构中材料分布合理,在满足适航条例强度要求的同时质量减少达37.9%，具有一定的实际参考应用价值,同时所提出的动态优化计算方案,在工程结构的动态优化中具有广阔的应用前景。

摘要:为了实现航空发动机冷端风扇叶片在考虑鸟撞情况下的轻量化设计,从结构拓扑优化计算的角度出发,对该问题展开深入的研究并提出具体的解决方案。针对叶片优化中存在的优化模型建立,结构动态工况优化,多条件约束并存处理,多工况联合优化等关键问题,进行了理论上的深入分析研究,阐述了结构多约束、多工况动态优化的理论基础,并结合相应的数值计算平台,提出了风扇叶片分步优化计算的方案,对航空发动机叶片进行拓扑优化计算。计算结果显示,最终的叶片轻量化结构满足所有鸟撞与离心载荷多工况的优化约束条件,拓扑结构中材料分布合理,在满足适航条例强度要求的同时质量减少达37.9%，具有一定的实际参考应用价值,同时所提出的动态优化计算方案,在工程结构的动态优化中具有广阔的应用前景。

摘要:采用经实验校核的CFD方法研究吸力面不同深度的凹坑对高负荷扩压叶栅气动性能的影响。为研究不同凹坑方案对于叶栅损失特性的影响,深度为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6mm,深宽比为0.25的5种凹坑分别被布置在42%~60%轴向弦长处。不同深度凹坑对于减小损失的效果不同。结果表明：深度为0.2mm的凹坑能够使得叶栅出口总压损失降低10.8%。三维球状凹坑通过提高边界层内的湍动能水平,促进边界层转捩,消除了层流分离泡,改善了矩形叶栅的气动性能。

摘要:采用经实验校核的CFD方法研究吸力面不同深度的凹坑对高负荷扩压叶栅气动性能的影响。为研究不同凹坑方案对于叶栅损失特性的影响,深度为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6mm,深宽比为0.25的5种凹坑分别被布置在42%~60%轴向弦长处。不同深度凹坑对于减小损失的效果不同。结果表明：深度为0.2mm的凹坑能够使得叶栅出口总压损失降低10.8%。三维球状凹坑通过提高边界层内的湍动能水平,促进边界层转捩,消除了层流分离泡,改善了矩形叶栅的气动性能。

摘要:为了提高串列叶型设计的质量，建立了一套结合改进微粒群优化算法、自适应Kriging模型、非均匀有理B样条（NURBS）参数化方法的串列叶型优化设计系统。该系统可以实现叶型形状和叶型相对位置的耦合优化设计。提出了一种改进微粒群优化算法。在微粒群算法中，自适应改变微粒的惯性因子、学习因子、邻域微粒数目可以有效地平衡算法的全局和局部寻优能力。采用人工免疫算子对微粒群进行变异处理可以有效保持种群多样性。运用NURBS方法实现了串列叶型的参数化，设计了一种NURBS控制点的扰动方法，证明了改进EI(expected improvement)准则能使Kriging模型更容易跳出局部最优解。应用该系统优化某大弯角串列叶型，优化结果表明：在设计工况，优化后叶型的总压损失系数降低了40.4%，优化后的叶型在全攻角下的总压损失系数减小了，静压升增加了，在正攻角下的性能改善更明显，证明了该研究的耦合优化设计方法具有很好的实际应用价值。

摘要:为了提高串列叶型设计的质量，建立了一套结合改进微粒群优化算法、自适应Kriging模型、非均匀有理B样条（NURBS）参数化方法的串列叶型优化设计系统。该系统可以实现叶型形状和叶型相对位置的耦合优化设计。提出了一种改进微粒群优化算法。在微粒群算法中，自适应改变微粒的惯性因子、学习因子、邻域微粒数目可以有效地平衡算法的全局和局部寻优能力。采用人工免疫算子对微粒群进行变异处理可以有效保持种群多样性。运用NURBS方法实现了串列叶型的参数化，设计了一种NURBS控制点的扰动方法，证明了改进EI(expected improvement)准则能使Kriging模型更容易跳出局部最优解。应用该系统优化某大弯角串列叶型，优化结果表明：在设计工况，优化后叶型的总压损失系数降低了40.4%，优化后的叶型在全攻角下的总压损失系数减小了，静压升增加了，在正攻角下的性能改善更明显，证明了该研究的耦合优化设计方法具有很好的实际应用价值。

摘要:基于时间推进技术及有限体积法,将彻体力模型与基元叶栅法的思想相结合,提出了一个适用于预测大尺度进气畸变对多级轴流压气机气动性能及稳定性影响的三维数值计算模型。在进气条件轴对称的前提下,利用相应的简化模型重点分析了一台四级轴流压气机在均匀进气及叶尖径向总压畸变进气下的内部流场特征。均匀进气下的模型计算结果与相关试验结果相吻合。叶尖径向总压畸变进气下模型的计算结果表明：径向畸变在压气机流道内会发生显著的径向掺混作用,叶尖径向总压畸变对该压气机稳定性有显著恶化影响,随着畸变强度的增加,压气机稳定边界逐步下降。计算结果支持了该模型用于预测径向进气畸变影响的可能。

摘要:基于时间推进技术及有限体积法,将彻体力模型与基元叶栅法的思想相结合,提出了一个适用于预测大尺度进气畸变对多级轴流压气机气动性能及稳定性影响的三维数值计算模型。在进气条件轴对称的前提下,利用相应的简化模型重点分析了一台四级轴流压气机在均匀进气及叶尖径向总压畸变进气下的内部流场特征。均匀进气下的模型计算结果与相关试验结果相吻合。叶尖径向总压畸变进气下模型的计算结果表明：径向畸变在压气机流道内会发生显著的径向掺混作用,叶尖径向总压畸变对该压气机稳定性有显著恶化影响,随着畸变强度的增加,压气机稳定边界逐步下降。计算结果支持了该模型用于预测径向进气畸变影响的可能。

摘要:为了研究跨声速轴流压气机由近失速工况发展为失速工况的动态演化机理，对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37进行了多通道全三维数值模拟，着重分析了激波及前缘溢流对失速发展的影响。结果显示：在峰值效率工况下，叶片通道内存在一道斜激波；在失速工况下，斜激波演化为脱体激波。泄漏涡通过脱体激波后发生破碎，破碎的泄漏涡在向通道下游发展的过程中，受逆压梯度的影响，在通道中部形成一个明显的涡结构。在失速工况初期，由于泄漏涡的自维持现象，前缘溢流现象随着叶顶阻塞区的周期性发展而间歇性出现；随着流量的降低，通道阻塞程度逐渐增加，会出现前缘溢流一直存在的现象，这一特性可以作为流场开始急剧恶化的标志。

摘要:为了研究跨声速轴流压气机由近失速工况发展为失速工况的动态演化机理，对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37进行了多通道全三维数值模拟，着重分析了激波及前缘溢流对失速发展的影响。结果显示：在峰值效率工况下，叶片通道内存在一道斜激波；在失速工况下，斜激波演化为脱体激波。泄漏涡通过脱体激波后发生破碎，破碎的泄漏涡在向通道下游发展的过程中，受逆压梯度的影响，在通道中部形成一个明显的涡结构。在失速工况初期，由于泄漏涡的自维持现象，前缘溢流现象随着叶顶阻塞区的周期性发展而间歇性出现；随着流量的降低，通道阻塞程度逐渐增加，会出现前缘溢流一直存在的现象，这一特性可以作为流场开始急剧恶化的标志。

摘要:基于传统网格速度法，发展了在流场网格不变的情况下，数值模拟沉浮运动、纯俯仰运动和俯仰振荡运动的算法，提出了一套直接求解旋转阻尼导数和洗流时差导数的方法，该方法不需要实时更新网格，减少了计算时间和所需内存，避免了负体积的出现。首先通过NACA 0006的阵风响应和NACA 0012翼型的强迫俯仰振荡，验证了程序和方法的正确性；然后数值模拟了BFM(basic finner missile)标准模型的沉浮运动、纯俯仰运动和俯仰振荡运动，并计算了其旋转阻尼导数、洗流时差导数和组合动导数，所得结果与动网格方法和风洞试验值吻合，最大误差不超过4%，进一步验证了该方法的正确性。

摘要:基于传统网格速度法，发展了在流场网格不变的情况下，数值模拟沉浮运动、纯俯仰运动和俯仰振荡运动的算法，提出了一套直接求解旋转阻尼导数和洗流时差导数的方法，该方法不需要实时更新网格，减少了计算时间和所需内存，避免了负体积的出现。首先通过NACA 0006的阵风响应和NACA 0012翼型的强迫俯仰振荡，验证了程序和方法的正确性；然后数值模拟了BFM(basic finner missile)标准模型的沉浮运动、纯俯仰运动和俯仰振荡运动，并计算了其旋转阻尼导数、洗流时差导数和组合动导数，所得结果与动网格方法和风洞试验值吻合，最大误差不超过4%，进一步验证了该方法的正确性。

摘要:采用有限体积法数值求解雷诺平均Navier-Stokes流动控制方程,数值模拟表面粗糙度对气动特性和热力学特性的影响。通过修正Knopp的基于切应力输运k-ω湍流模型的粗糙度湍流扩展模型中边界条件ω的值,提高了壁面附近的涡黏度,增加了总壁面切应力,从而引入壁面粗糙度的影响。通过对不同粗糙度的平板流动和NACA 652215翼型绕流进行数值模拟,分析粗糙度对表面摩阻系数、斯坦顿数和升力系数的影响。计算结果表明:粗糙度使得平板表面摩阻系数和斯坦顿数增大,翼型流动分离提前,升力系数减小。流经粗糙壁面的流动处于过渡状态时,改进的粗糙度湍流扩展模型改善了原模型速度偏移量与经验公式相比偏小的缺点,同时,表面摩阻系数、斯坦顿数和升力系数与实验结果吻合得更好。该改进模型不需要对壁面附近网格进行加密,能够快速、准确地模拟流经粗糙壁面的流动。

摘要:采用有限体积法数值求解雷诺平均Navier-Stokes流动控制方程,数值模拟表面粗糙度对气动特性和热力学特性的影响。通过修正Knopp的基于切应力输运k-ω湍流模型的粗糙度湍流扩展模型中边界条件ω的值,提高了壁面附近的涡黏度,增加了总壁面切应力,从而引入壁面粗糙度的影响。通过对不同粗糙度的平板流动和NACA 652215翼型绕流进行数值模拟,分析粗糙度对表面摩阻系数、斯坦顿数和升力系数的影响。计算结果表明:粗糙度使得平板表面摩阻系数和斯坦顿数增大,翼型流动分离提前,升力系数减小。流经粗糙壁面的流动处于过渡状态时,改进的粗糙度湍流扩展模型改善了原模型速度偏移量与经验公式相比偏小的缺点,同时,表面摩阻系数、斯坦顿数和升力系数与实验结果吻合得更好。该改进模型不需要对壁面附近网格进行加密,能够快速、准确地模拟流经粗糙壁面的流动。

摘要:针对软式平台(HDB)、软式吊舱(HDP)和硬式平台(FB)3种典型加油方案研究了喷流对加油流场的影响。采用结构化多块网格和雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,通过带涡轮动力模拟器(TPS)和翼身组合体构型DLR-F6对数值方法进行了验证。通过对3种典型的空中加油方案进行数值模拟,并和不考虑喷流效应的空中加油流场进行对比,详细研究了不同加油方案中加油机喷流对受油机气动特性的干扰作用。结果表明：受油机升力系数、阻力系数以及低头力矩与无喷流相比均有增大。受油机在硬式平台加油方案中受喷流影响最小,但其横航向气动特性在软式吊舱加油方案中受加油机喷流影响较大。喷流对受油机的气动干扰主要表现在提高受油机来流动压、改变局部迎角以及对周边气流的引射作用,这些因素会导致受油机表面压力与无喷流相比发生较大变化。其中,局部迎角的改变是由喷流的加速效应及其对尾涡的耗散作用导致的。

摘要:针对软式平台(HDB)、软式吊舱(HDP)和硬式平台(FB)3种典型加油方案研究了喷流对加油流场的影响。采用结构化多块网格和雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,通过带涡轮动力模拟器(TPS)和翼身组合体构型DLR-F6对数值方法进行了验证。通过对3种典型的空中加油方案进行数值模拟,并和不考虑喷流效应的空中加油流场进行对比,详细研究了不同加油方案中加油机喷流对受油机气动特性的干扰作用。结果表明：受油机升力系数、阻力系数以及低头力矩与无喷流相比均有增大。受油机在硬式平台加油方案中受喷流影响最小,但其横航向气动特性在软式吊舱加油方案中受加油机喷流影响较大。喷流对受油机的气动干扰主要表现在提高受油机来流动压、改变局部迎角以及对周边气流的引射作用,这些因素会导致受油机表面压力与无喷流相比发生较大变化。其中,局部迎角的改变是由喷流的加速效应及其对尾涡的耗散作用导致的。

摘要:采用大涡模拟方法计算研究平行喷口出口马赫数为0.9,伴流速度比分别为0.1、0.3和0.5时的喷射流场特性。计算时采用高精度的数值模拟方法,并结合Smagorinsky亚网格尺度模型。考察了流场统计平均特性、脉动特性以及射流流场中涡结构的发展演变过程,结果表明：伴流速度的增大使得势流核长度变长,减缓了空间剪切层的发展,转捩延迟。喷射流场速度分布具有自相似性,而湍流强度的分布则不具有相似性。通过分析剪切层中轴向速度脉动、径向速度脉动、压力脉动在空间任意两点上的时空相关性,发现随着伴流速度的增大,脉动量在空间上的相关性减弱,而脉动量向下游的传递速率增加。该研究结果为进一步揭示伴流速度对喷流声场的影响提供基础。

摘要:采用大涡模拟方法计算研究平行喷口出口马赫数为0.9,伴流速度比分别为0.1、0.3和0.5时的喷射流场特性。计算时采用高精度的数值模拟方法,并结合Smagorinsky亚网格尺度模型。考察了流场统计平均特性、脉动特性以及射流流场中涡结构的发展演变过程,结果表明：伴流速度的增大使得势流核长度变长,减缓了空间剪切层的发展,转捩延迟。喷射流场速度分布具有自相似性,而湍流强度的分布则不具有相似性。通过分析剪切层中轴向速度脉动、径向速度脉动、压力脉动在空间任意两点上的时空相关性,发现随着伴流速度的增大,脉动量在空间上的相关性减弱,而脉动量向下游的传递速率增加。该研究结果为进一步揭示伴流速度对喷流声场的影响提供基础。

摘要:针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%；空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。

摘要:针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%；空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。

摘要:通过FLUENT对火箭发动机推力室中跨临界甲烷液膜冷却稳态流场进行数值传热计算。根据正交法设计试验,得到不同膜孔孔径、轴向夹角、径向夹角和孔型四个影响因素共同作用下的冷却效果,选出最优的膜孔几何参数组合.在采用最优膜孔几何参数组合的条件下,基于最优拉丁超立方抽样建立Kriging模型,利用遗传算法得到多目标条件下最优的跨临界液膜质量流量、冷却环带的分配比和位置。结果表明,正交法和Kriging模型可以解决液体火箭发动机液膜冷却优化高设计成本和数值噪声问题。正交试验设计考虑的因素中,影响冷却效率和不均匀度的最大的因素依次为孔型、孔径、径向夹角和轴向夹角。最优的几何参数组合为孔径0.003mm,轴向夹角45°,径向夹角15°,孔型为扩散型。建立的Kriging模型能准确反映液膜质量流量、液膜分配比和冷却环带位置与目标函数的关系。最终得到的优化方案平均冷却效率提高4.9%,不均匀度减少0.025,比冲损失增加0.37%,总目标函数提高184%。优化后涡对的不对称性使得冷却剂展向分布更加均匀,同时反向涡对衰减更快,增强了液膜的附壁性,从而提高冷却效果。

摘要:通过FLUENT对火箭发动机推力室中跨临界甲烷液膜冷却稳态流场进行数值传热计算。根据正交法设计试验,得到不同膜孔孔径、轴向夹角、径向夹角和孔型四个影响因素共同作用下的冷却效果,选出最优的膜孔几何参数组合.在采用最优膜孔几何参数组合的条件下,基于最优拉丁超立方抽样建立Kriging模型,利用遗传算法得到多目标条件下最优的跨临界液膜质量流量、冷却环带的分配比和位置。结果表明,正交法和Kriging模型可以解决液体火箭发动机液膜冷却优化高设计成本和数值噪声问题。正交试验设计考虑的因素中,影响冷却效率和不均匀度的最大的因素依次为孔型、孔径、径向夹角和轴向夹角。最优的几何参数组合为孔径0.003mm,轴向夹角45°,径向夹角15°,孔型为扩散型。建立的Kriging模型能准确反映液膜质量流量、液膜分配比和冷却环带位置与目标函数的关系。最终得到的优化方案平均冷却效率提高4.9%,不均匀度减少0.025,比冲损失增加0.37%,总目标函数提高184%。优化后涡对的不对称性使得冷却剂展向分布更加均匀,同时反向涡对衰减更快,增强了液膜的附壁性,从而提高冷却效果。

摘要:为了更准确地提取滚动轴承振动信号的非线性故障特征,将图信号处理(GSP)引入机械故障诊断领域,提出了基于图谱指标的滚动轴承故障特征提取方法。该方法将滚动轴承的振动信号转化为路图信号后,提取多个图谱指标；用Fisher得分(FS)算法对图谱指标的敏感度进行排序,并选取若干个最敏感的图谱指标作为滚动轴承的故障特征参数；用K-均值聚类算法识别滚动轴承的不同故障。应用实例表明：当分别选取1～5个最优的图谱指标、时域指标和频域指标对不同轴承故障进行识别时，图谱指标均没有出现错误，而时域指标和频域指标都出现了不同数量的错误，因此，图谱指标对轴承故障的区分能力优于时域指标和频域指标。

摘要:为了更准确地提取滚动轴承振动信号的非线性故障特征,将图信号处理(GSP)引入机械故障诊断领域,提出了基于图谱指标的滚动轴承故障特征提取方法。该方法将滚动轴承的振动信号转化为路图信号后,提取多个图谱指标；用Fisher得分(FS)算法对图谱指标的敏感度进行排序,并选取若干个最敏感的图谱指标作为滚动轴承的故障特征参数；用K-均值聚类算法识别滚动轴承的不同故障。应用实例表明：当分别选取1～5个最优的图谱指标、时域指标和频域指标对不同轴承故障进行识别时，图谱指标均没有出现错误，而时域指标和频域指标都出现了不同数量的错误，因此，图谱指标对轴承故障的区分能力优于时域指标和频域指标。

摘要:针对航空发动机性能退化的形式及规律，提出一种基于降噪自编码器的航空发动机性能退化评估方法。针对采集的航空发动机6个状态监测参数，采用降噪自编码器，利用贪婪逐层训练算法，挖掘各参数对发动机性能的深层影响，提取出更有利于评估的数据特征，进行性能退化评估。将提出的算法与BP(back propagation)神经网络以及支持向量机得到的结果进行测试比较，测试表明:提出的方法准确率有所提高，达到93.5%，具有较强的鲁棒性，在信噪比为10dB时准确率达到84.5%，并且能够防止航空发动机状态监测中小样本过拟合的问题。

摘要:针对航空发动机性能退化的形式及规律，提出一种基于降噪自编码器的航空发动机性能退化评估方法。针对采集的航空发动机6个状态监测参数，采用降噪自编码器，利用贪婪逐层训练算法，挖掘各参数对发动机性能的深层影响，提取出更有利于评估的数据特征，进行性能退化评估。将提出的算法与BP(back propagation)神经网络以及支持向量机得到的结果进行测试比较，测试表明:提出的方法准确率有所提高，达到93.5%，具有较强的鲁棒性，在信噪比为10dB时准确率达到84.5%，并且能够防止航空发动机状态监测中小样本过拟合的问题。