摘要：用于天文观测的高空气球姿态控制系统是一种软联结控制系统,其控制稳定性与气球吊舱的运动特性有重要关系。使用拉格朗日方程对球舱方位通道的运动学特性进行建模,并使用基于最小递推二乘的算法对球舱方位通道模型中的扭转刚度和阻尼系数进行离线辨识。与传统的稳定性分析方法相比,所提方法进一步揭示了系统控制稳定性与系统的关系和球舱方位控制运动特性,为高空气球吊舱姿控系统的设计及优化提供了重要参考。

摘要：为了能够开发一种简单有效的亚声速可压缩流场叶片边界层速度测量方法,从而为叶型设计和相关数值研究工作提供支撑,本文围绕热线风速测量技术,针对可压缩流场密度变化对热线标定结果的影响,以及实际测量中速度、密度耦合而无法直接获取的问题,通过理论分析,提出了适用于边界层测量的恒定压力热线标定方法和引入叶表稳态静压进行速度解耦的方法,并对所提出方法的主要误差进行了分析评估。在此基础上进行了热线标定和边界层速度测量试验验证,明确了恒定压力热线标定数学模型系数随压力的线性变化规律,同时针对温度非线性影响提出了一种基于过热比调整的修正方法,该方法能够将约13℃的温度偏差对热线电压的影响降低到1%以内,进一步简化了恒定压力热线标定流程,结合基于叶表稳态静压的速度解耦方法,为亚声速可压缩流场叶片边界层瞬态速度测量提供了一种简单可行的高频响测速方法。

摘要：针对一台低速轴流压气机搭建了叶片与机匣处理一体化优化设计平台,基于自由变形技术关联设计参数与工程参数,实现多目标优化.综合考虑效率和裕度指标,在峰值效率不降的情况下获得了7.21%的裕度拓宽量.针对最优方案,分析了叶顶堵塞及损失分布,探讨了叶片与机匣处理一体化优化设计的扩稳机理.研究发现:叶片弯掠和机匣处理组合作用下,最大堵塞位置由24.7%叶顶轴向弦长后移至33.6%叶顶轴向弦长,最大损失位置由21.4%叶顶轴向弦长后移至30.6%叶顶轴向弦长,叶顶泄漏涡的抑制和低能堵塞区的消除是一体化优化设计扩稳的主要原因.

摘要：为提高轴流压气机叶型优化设计水平,提出了一种基于吸力面叠加厚度分布的参数化造型方法,结合基于Kriging代理模型与差分进化的代理优化方法开发了一套优化设计平台,并将吸力面控制参数作为优化变量,对某跨声与超声叶型进行性能优化。结果表明:基于吸力面叠加厚度分布的叶片造型方法能对叶型进行较好的表达,并成功应用在优化设计平台中。跨声、超声优化叶型在设计点损失分别降低了10.66%与7.4%。分析表明:跨声优化叶型的主要特征是吸力面型线前缘附近型线弯度降低,使得激波强度降低,激波损失与边界层损失降低,同时中后部位置处的负荷增大,扩张通道扩压能力增强;超声叶型优化由于边界层影响更显著,因此还需要更多考虑吸力面扩张通道区域型线;叶型喉部位置与喉部宽度会影响堵塞冲角的变化。

摘要：针对通道二次流造成涡轮叶片压力面气膜轨迹发生偏转的现象,提出了沿展向分区域布置复合角的设计概念。以高压涡轮导叶HS1A为研究对象,采用数值模拟的方法,在出口雷诺数为2.3×10^(5)的工况下,分析了二次流、复合角和吹风比对气膜冷却特性的影响。结果表明:近端区二次流产生的径向潜流具有促进气膜展向覆盖的能力,相较于叶中区提高了气膜孔出口下游的冷却效率,但也会加剧射流和主流的掺混,减小气膜的有效覆盖长度;针对不同展向区域的二次流大小,精细化布置各区域的气膜孔复合角,可以将气膜轨迹的偏转角度全部修正为0°,同时将平均气膜冷却效率提升了10.42%;复合角冷却模型在吹风比为0.5~1.0时具有较好的范围适用性,吹风比增大至1.3时气膜轨迹会发生反向偏转。

摘要：NH_(3)作为氢能载体,可实现氢能远距离输运。针对NH_(3)燃烧的反应性低、稳定性差、高燃料型NO_(x)排放问题,设计旋流燃烧器和空气分级燃烧室,实验研究功率为5~23 k W的NH_(3)、NH_(3)/CH_(4)扩散火焰NO_(x)排放特性。并采用化学反应器网络(CRN)进行化学动力学模拟,分析排放变化的原因。结果表明:5 kW、Ф_(pri)=1.05的条件下,NH_(3)火焰NO_(x)测量排放最低为114.4×10^(-6)@15%O_(2);随着功率升高,NO_(x)排放增加,且导致燃烧不充分、火焰延长,此时最佳Ф_(pri)提前、燃烧范围减少、NO_(x)进一步增加;本文的CRN更适合模拟预混燃烧的NO_(x)排放,而不是扩散燃烧;功率升高不会改变反应路径,但生成NO的基元反应速率的升高幅度略大于消耗NO的基元反应速率,从而导致NO排放升高.

摘要：为探究高负荷对转压气机动叶形变对气动性能的影响,采用热流固耦合计算方法分析了离心、气动及热载荷作用下的叶片形变规律,探索了形变下低压转子及对转压气机的气动性能变化机理,并进一步开展了冷热态叶型变换方法研究。结果表明:在总载荷作用下,低压转子和高压转子叶片前缘分别向吸力面和压力面方向形变,导致低压转子工作点向失速边界移动,对转压气机堵塞流量降低,峰值效率下降。通过采用基于虚功原理的逆向求解计算,可以在无需变形量反向插值和迭代修正下得到动叶的冷态叶型,进而实现设计的气动性能。

摘要：本文首先简要介绍了全国(中国)空间轨道设计竞赛的发展概况和第十二届全国(中国)空间轨道设计竞赛题目的研究背景。然后介绍并解读了“可重复使用地火运输空间站火星移民”“可重复使用探测器飞越探测近地小行星”两组竞赛题目,回顾了竞赛组织历程,分析了竞赛最终提交结果。最后简要陈述了赛后交流和研讨情况以及总结和展望。此外,文中各章节对本竞赛区别于其他学科竞赛的若干特色也进行了简要陈述。

摘要：为保证低成本航空发动机控制器在低温环境中稳定工作,设计了一种基于聚酰亚胺(polyimide, PI)加热膜的加热方案。对该加热方案在恒温阶段和升温阶段的加热效果进行了数值仿真分析以及实验验证,仿真与实验结果表明:该方案可以满足控制器的保温需求以及快速升温需求。针对主板元件在升温过程中温度均匀性较差的问题,提出了一种基于遗传算法的加热膜几何形状优化方法,对遗传算法的交叉操作流程和变异操作流程进行了改进,以满足加热膜在实际应用时受到的限制:加热膜布置区域必须为连通域、加热膜覆盖面积保持不变。使用该方法对主板加热膜的几何形状进行了优化,并对优化后的加热效果进行了仿真分析,仿真结果验证了该优化方法的有效性。

摘要：通道二次流作用下,涡轮叶片吸力面气膜轨迹呈收缩状从叶片两端朝叶中偏转。针对该问题,本文设计了高压涡轮叶片吸力面双排分区域复合角气膜冷却模型,并采用数值模拟的方法,分析了二次流和复合角对气膜冷却特性的影响。结果表明,在近端区,叶片上游孔排SS1形成的气膜受马蹄涡的作用偏转较小,叶片下游孔排SS2形成的气膜受较强通道涡的影响偏转角远大于上游气膜;在叶片吸力面增加朝向端壁的复合角设计,可以改善气膜覆盖的均匀性,复合角增大至30?左右时,可以消除射流的脱壁现象,最大复合角工况相比于简单角工况的展向平均气膜冷却效率提高了13.9%。