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关键词： 宽域高速   高超声速   可调喷管   推力矢量   底阻   数值模拟   风洞试验  

摘要： 针对宽域高速飞行器轴对称尾喷管宽域高性能、出口几何可调和高效推力矢量能力的迫切需求，设计了一种宽域高超声速飞行器可调矢量喷管及内-中-外三套环调节方案，对该喷管在典型工况下进行数值模拟，分析了不同模态下喷管的流场结构和性能。结果表明，通过平动调节中、外套环的位置，喷管既可以调节出口面积，又具备推力矢量能力。非矢量模态，由于喷管出口面积可调，有效缓解了低落压比工况下的过膨胀现象，推力性能显著提高，相较于固定几何喷管，推力系数最多增加32.75%；矢量模态下，马赫数7工况最高能产生大于10°的矢量角，同时推力系数仍大于0.92。为进一步降低低马赫数下喷管的底阻，提出了次流进气的流动控制方法，通过降低次流通道的内外压差，最大可以减少78.5%的底阻。最后开展了风洞缩比试验，试验结果与数值仿真结果吻合良好，验证了该宽域高超声速飞行器可调矢量喷管设计方案的有效性。

关键词： 超临界二氧化碳   轴流压缩机   参数化设计   遗传算法  

摘要： 针对压缩机在超临界二氧化碳(supercriticalcarbondioxide，S-CO2)布雷顿循环中的核心地位，自主开发了S-CO2轴流压缩机一维优化设计程序。程序中以等熵效率最大为优化目标，选取4×4个重要参数为优化变量完成了某四级S-CO2轴流压缩机的优化设计。以一维优化设计结果为基础，建立S-CO2轴流压缩机的三维模型，并利用NUMECA软件进行数值模拟计算，完成了设计工况、变工况三维流场分析及性能分析。结果表明：优化后的S-CO2轴流压缩机等熵效率可达到87.25%。在设计工况和变工况下均具有良好的性能，满足设计要求。

关键词： 粒子图像测速   超声速流动   压力场重构   单边膨胀喷管   推力性能  

摘要： 传统的天平测力系统只能测量整体载荷而无法解耦单个部件贡献，这限制了对气动载荷背后的流动机理的探索。随着粒子图像测速技术（PIV）的发展，提出了一种基于PIV的气动载荷测量技术，通过重构压力、密度等多物理场，实现气动载荷的间接测量。但是传统的压力场重构方法应用于超声速流场时性能严重降低，限制了重构测量方法在超声速喷管中的应用。为解决上述问题，提出了一种基于流通矢量分裂（FVS）技术的超声速压力场重构方法，并建立了一套基于PIV的超声速喷管的推力性能测量方案。通过开展直连式喷管风洞PIV实验，重构了典型工况下喷管内流场的多物理场以及流量、推力、升力等气动性能参数。评估结果表明，基于FVS方法计算的重构数据拥有更高的精度以及良好的自洽性，满足流量、动量守恒规律，即使是复杂的过膨胀工况下推力和升力的相对误差仅为-1.70%和0.60%，激波后壁面压力的局部误差均低于3%，优于传统的Poisson法和空间积分法。因此，实验结果验证了基于PIV的超声速喷管推力性能重构测量方法的可行性以及高精度，可以为传统天平测力结果提供有效的数据补充。

关键词： 激光诱导   空化气泡   同步气泡对   水分解   激波   可压缩两相流  

摘要： 空化气泡演化特性对于航空燃料高压射流雾化、激光等离子体点火助燃等过程有着重要的影响。本文结合实验与数值模拟，对单脉冲激光在液体水中诱导的空化气泡动力学特性进行研究，重点分析了化学反应过程对气泡演化特性的影响。实验中通过高速摄影捕获了空化气泡在坍缩过程中的发光现象，证实了化学反应的存在。进一步通过数值模拟对比分析了有无化学反应时空化气泡动力学特性演化的差异，并与实验数据进行对比，验证了化学反应对气泡温度、压力和半径等的演化都有重要影响。气泡内水蒸气的分解导致了气泡温度的降低，不可凝气体的生成增强了气泡的二次膨胀过程，并且与实验结果吻合更好。进一步对比了同步气泡对间的相互作用，阐明了气泡形态发展对气泡动力学特性的影响规律。

关键词： 自动发电控制   高维协同   软演员-评论家   多智能体   高斯分布  

摘要： 随着新能源渗透率不断提高，风光等新能源出力的强随机性导致电网频率不稳定及控制性能变差。为此，从自动发电控制角度探索一种多智能体强化学习方法，即高维协同软演员-评论家算法。所提算法通过在最大熵框架下鼓励智能体进行随机探索，以解决Q学习及其衍生算法无法快速更新Q表以适应环境变化的问题；同时利用高斯分布策略生成连续动作值，使算法可在高维连续状态空间中寻找协同最优解，以解决传统强化学习高维“状态-动作”的维数灾问题。从而来有效应对新能源出力强随机性所导致的频率不稳定及控制性能变差的问题。通过在改进的IEEE标准两区域负荷频率控制模型及华中三区域负荷频率控制模型上的仿真实验，验证了该算法的有效性，且相较于其他算法，具有更优的控制性能及频率稳定性。

摘要： 为研究高压直喷天然气发动机的欠膨胀射流特性,构建直喷发动机射流瞬态特性数值模型,仿真分析气体射流发展过程及特性,欠膨胀射流试验与模拟近场对比如图1所示,图中D为喷孔直径.由图1可知:欠膨胀射流最主要的特征是出现马赫盘,数值模拟较好地展现了射流近场马赫盘的结构,仿真的马赫盘高度与试验结果吻合较好.通过高速摄像技术捕捉瞬态射流形态,并提取射流轮廓,获得射流参数,经过0.8 ms后不同喷射压力p时的射流如图2所示.由图2可知:随着喷射压力增大,马赫盘的尺寸增大,射流在轴向和径向的尺度增加,有利于天然气和周围空气快速混合.

标准号: GB/T 44673-2024

摘要： 本文件规定了婴童用水上辅助浮力器具的产品分类、技术要求及标识要求，描述了相应的试验方法。 本文件适用于通过支撑14岁及以下婴童体重，供婴童学习游泳及开展其他水上休闲活动的水上辅助浮力器具。

关键词： 高超声速   超燃冲压发动机   进气道   预喷注   燃料掺混  

摘要： 吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心支撑，随着高超声速飞行马赫数的不断提升，吸气式高超声速发动机内流面临高焓高速、驻留时间极短等极端条件，给内流燃烧组织、性能提升、速域边界拓展等带来极大困难与挑战。进气道预喷注作为一种新型主动式燃料喷注与混合增强技术被引入高超声速推进系统，为更高马赫数发动机内流流动与燃烧组织、性能匹配与调控、一体化设计优化提供了新的潜在可控因素，已经得到领域的关注与研究重视。基于高马赫数高超声速推进背景需求，本文对高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题进行了较为系统的综述分析。首先，阐述了高超声速进气道预喷注概念，分析其中基本气动热力工作过程及耦合作用影响；其次，对高马赫数发动机研究概况进行简要介绍，指出其中重点发展方向及其对进气道预喷注的共性需求；然后，梳理了超声速来流喷注与混合的基本研究认识，指出目前仍缺乏高超声速复杂来流条件下喷注混合的充分认识；最后，系统总结了国内外在高超声速进气道预喷注方面的研究进展，对高超声速进气道预喷注需要解决的主要关键问题进行论述分析，提出了未来研究展望与建议，以促进进气道预喷注技术在高马赫数高超声速推进系统的应用研究与发展。