摘要：针对匹配机械弹性电动轮(MEEW)车辆的横摆稳定性控制问题,提出一种基于主动前轮转向(AFS)与直接横摆力矩控制(DYC)的稳定性协调控制策略。为修正车辆行驶过程中的前轮转角输入,设计了基于微分平坦与RBF神经网络的AFS控制器,从而提高车辆的转向能力。针对AFS控制器在极限工况下易失效的缺陷,引入基于线性二次型调节器(LQR)的直接横摆力矩控制算法,并依照轴荷比分配四轮力矩。最后,依据机械弹性电动轮的质心侧偏角-质心侧偏角速度相平面图划分稳定域,实现AFS与DYC的协调控制。通过Matlab/Simulink和Carsim进行联合仿真,结果表明:所提出的AFS控制算法在高速高附着工况下有良好的稳定控制性能,但在高速、低附着极限工况下控制效果受到影响。而AFS/DYC协调控制策略效果较好,跟踪精度优于单一控制器,质心侧偏角和横摆角速度的最大跟踪误差仅为3.03°和1.82(°)/s,可保证汽车在极限工况下转向时的横摆稳定性。

摘要：为了降低涡扇发动机末级涡轮的强红外辐射特征,设计了全遮挡导流支板(Fully Shielded Guiding Strut,FSGS)并进行了三种不同的红外抑制措施(低发射率材料、气膜冷却和综合抑制措施)研究,其中采用源项法对支板进行不同孔径下的气膜冷却仿真验证,得到了支板在采用气膜冷却后的红外辐射亮度图,揭示了各种抑制措施对气动及红外特性的影响规律,同时将本文方法与二元收扩(2D C-D)喷管进行对比分析了两者的优劣。结果表明:对支板单独采用低发射率材料时在0°观测方向排气系统积分红外辐射最大降低了35.38%;对支板单独采用气膜冷却可使支板表面温度明显降低,支板冷却效率为0.640时,在0°观测方向红外辐射强度降幅最大可达43.59%,且损失的气动性能较小;采用气膜冷却和低发射率材料综合抑制措施时,随着材料发射率的减小排气系统表征出的红外辐射强度反而增加。综合来看,气膜冷却在支板红外抑制时应优先考虑。同时二元喷管与本文方法各有利弊,在小角度和大角度下气膜冷却导流支板都能起到更好的抑制效果,但会损失更多的气动性能,同时结构更加复杂。

摘要：为了在涡扇发动机总体设计和系统仿真阶段对红外特征快速评估,针对小涵道比涡扇发动机典型的轴对称式排气系统结构,提出了一种红外特征预测方法,并基于部件级模型构建了排气系统红外辐射强度的简化物理模型,以及尾喷流红外辐射强度的支持向量机模型,应用这两种模型分析了热力循环参数对发动机红外特征的影响,在开启加力后发动机红外辐射强度将比巡航状态提升1~2个数量级;讨论了发动机红外特征在飞行包线内的变化规律,在等转速条件下,排气系统红外辐射强度在低空高速状态的峰值约为高空低速状态谷值的1.35倍;尾喷流红外辐射强度在低空低速状态的峰值约为高空高速状态谷值的15倍;对比了外涵道引气和压气机引气冷却中心锥的红外抑制方案,前者对排气系统红外辐射的抑制效果优于后者,且对发动机总体性能的影响较小;最后分析了发动机过渡态时红外特征的变化趋势,其中排气系统红外辐射强度随油门的响应速率显著滞后于尾喷流红外辐射。

摘要：与碳纤维相比,碳纳米管(CNT)具有更高的力学性能和更低的密度,是理想的树脂基复合材料增强相,在航空航天领域具有广阔应用前景。提出一套CNT树脂基复合材料单边缺口弯曲(SENB)试件制备工艺以及微纳观结构和参数的测量方法。采用不同长度的多壁碳纳米管和不同时长的臭氧处理,制备出SENB试件进行断裂韧性实验,定量分析微纳观参数界面长度和C—C键密度对宏观断裂韧性的影响,提出断裂韧性优化方案。研究结果表明:界面C—C键密度和臭氧处理时间呈线性关系;相对增韧率随着臭氧处理时间先大幅增加后大幅下降,即存在临界界面C—C键密度使得复合材料的相对增韧率最大;弱界面的相对增韧率随着界面长度先大幅增加后略微下降;强界面的相对增韧率随着界面长度先大幅增加后大幅下降;当断面的CNT拔出和拔断的占比相近(即复合材料失效形式从CNT拔出转变为拔断)时断裂韧性最大。

摘要：为了提升航空发动机推重比,设计了一种耦合压气机出口导向器和涡轮进口导向器的一体化倾斜燃烧室方案,基于数值仿真方法对倾斜燃烧室与传统燃烧室分别开展数值仿真分析。结果表明:与传统燃烧室相比,本文设计的倾斜燃烧室能够保证在总压损失和燃烧效率基本不变、出口温度分布合理的情况下,将燃烧室火焰筒长度缩短29.26%;倾斜燃烧室内回流区周向宽度降低,回流量减少;倾斜燃烧室出口温度分布虽然合理,但温度分布均匀性下降;倾斜燃烧室出口截面的气流在周向上出现偏转以冲击涡轮工作叶片,气流偏转角呈现上下两端高、中间低的特点;燃烧态比冷态气流偏转角更小,冷态时出口气流发生33°~68°偏转,燃烧态时出口气流发生21°~38°偏转。

摘要：为了实现煤油/富氧空气旋转爆震燃烧室稳定工作并探索来流总温对流场及爆震燃烧特性的影响,设计了一种液态煤油/富氧空气旋转爆震燃烧室结构,采用欧拉⁃拉格朗日算法开展了旋转爆震燃烧室的冷热态数值模拟。结果表明,随着来流总温的提升,在温度及停留时间的共同作用下,燃油雾化掺混效果并非是来流总温越高越好,而是在1150 K下最优,燃油蒸发率达99.2%,掺混均匀度为50.3%。来流总温超过650 K的条件下均可以实现稳定的旋转爆震工作模式。来流总温的变化对于爆震波的传播模态有着显著的影响,来流总温越大,越有利于液态煤油/富氧空气旋转爆震燃烧室内多波模态的形成。随着爆震波波头数目的增加,单个波头的压力、波速及爆震波高度随之下降,而整体爆震波的稳定性得到了明显的提升。

摘要：以降低一体化红外抑制器混合管出口导流片温度及其红外辐射强度为目的,设计了双层混合管和带冷却结构的导流器。通过CFD和红外辐射强度空间分布数值仿真,研究了双层混合管强迫冷却进气流量、导流器出口形状和波瓣瓣数对排气喷流和排气混合管红外辐射强度的影响。计算结果表明,双层混合管+导流器结构相较于基准模型(单层混合管,导流片无冷却)可以有效降低导流器可视表面高温区,导流器自身的红外辐射强度降幅可达82.9%;导流器出口的波瓣可以诱导流向涡对,强化冷却气流与混合管出口排气尾流掺混,排气红外辐射强度相对于基准模型最大的降幅可达68.2%,混合管及其排气的总体辐射强度的降幅峰值可达86.4%。排气红外辐射强度以及总体辐射强度均随着波瓣瓣数的减少而逐渐减小,导流器出口过多的波瓣瓣数设计反而不利于流向涡的发展。混合管总体辐射强度随着强迫冷却气流流量的增加而逐渐减小,冷却气流流量与主流流量比值为0.1时,相对于不通冷却气流的情况,总体辐射强度的降幅峰值为68.3%。

摘要：进/发匹配是整个推进系统稳定、高效、经济工作的前提。针对自适应循环发动机的进/发匹配问题开展研究,提出利用自适应循环发动机特有的FLADE (Fan on Blade)部件实现亚/超声速巡航任务下的进/发匹配。首先,根据进/发匹配原理,分析了超声速进气道流量特性与FLADE部件的作用,在此基础上发展了超声速进气道/自适应循环发动机一体化数学模型;其次,研究了FLADE导叶开、闭状态下发动机的高度、速度特性,结合战机的亚/超声速巡航任务需求,设计了自适应循环发动机进气道捕获面积以实现进/发匹配;最后,在发动机亚/超声速巡航任务点进行了模拟仿真,结果表明在亚声速巡航点打开FLADE导叶吞入溢流能够使进气道的工作点从亚临界向临界状态移动,推进系统降低10.5%的油耗和1%的安装损失,在超声速巡航点下为同时满足进/发匹配特性及发动机安装推力需求,则需要关闭FLADE导叶提高推进系统的单位推力。

摘要：针对太阳能光热驱动CH_(4)/CO_(2)重整体系中自然聚光条件下高斯分布入射热流特性,采用有限容积法(FVM)建立二维CFD模型,耦合导热对流、非等温平衡、辐射传热与化学反应动力学等多物理模型,结合蒙特卡洛光线追迹进行光学模拟,系统研究聚光特性对前表面能流分布、温度场分布和组分分布的影响,以及前表面温差和太阳能-燃料转化效率之间的联系。在对孔隙尺度参数优化的基础上,将泡沫外形优化为抛物凹面的结构,可使前表面温差显著减小,温度不均匀性显著改善,泡沫反应器性能进一步提高。随着凹面深度h从5 mm增至12.5 mm时,前表面最大温差从481.2 K降至95.49 K。其中当h=12.5mm时太阳能-燃料转化效率达到最优值50.5%,与平面泡沫反应器相比提升20.4%。

摘要：为了研究双层壁复合冷却涡轮叶片内部对流换热特性,设计了带侧向稀疏孔出流的窄通半封闭道,采用试验方法针对不同通道进口雷诺数和不同出流孔几何参数对出流壁面对流换热特性的影响开展了研究,结果表明:冷气的沿程出流导致在出流孔下游区域产生溢流效应与冲击效应的叠加,在出流孔下游出现典型的水滴状低温区,其覆盖面积随着出流孔径和进口雷诺数的增加而增大;出流壁面的平均努塞尔数沿流动方向呈现四种变化特征,通道进口段的平均换热努塞尔数相比通道下游区高出80%;存在一个最佳出流孔展向间距比,使得壁面的平均表面传热系数达到最大值,大展向孔间距的壁面平均努塞尔数相比中间孔间距情况低20%。