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ISSN 1000-0054
CN 11-2223/N
创刊于 1915 年 (月刊)
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聚焦智能巡检科技创新,构筑水电枢纽安全保障  收藏
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (7): 1013-1013.  
Abstract  (0) HTML   PDF (710KB) (259)
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序言  收藏
吴玉新, 张扬, 祁海鹰
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 461-461.  
Abstract  (0) HTML   PDF (478KB) (98)
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火箭整流罩半罩再入过程连续流区气动特性数值研究  收藏
冯瑞, 刘宇, 张章, 何青松, 吴卓, 滕海山, 贾贺
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 414-422.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.050
Abstract  (0) HTML   PDF (9442KB) (100)
针对整流罩半罩与运载火箭分离后再入落点预测难的问题,结合再入实测飞行弹道数据,采用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法对某型常用火箭整流罩半罩再入过程在连续流区的气动特性进行了全面研究,得到了再入速度在Ma为0.20~5.95和攻角为0°~360°范围内的气动参数。计算结果表明:半罩再入过程存在2个配平攻角,超音速和亚跨音速流域的第1个配平攻角分别约为95°和88°,第2个配平攻角均约为255°;在第1个和第2个配平攻角处,半罩在0°滚转角位置分别表现出在滚转方向上静稳定与非静稳定特性;沿半罩轴线方向调节其质心位置,可有效改变其配平飞行攻角,从而显著改变配平飞行升阻比。研究结果对运载火箭半罩再入落区可靠预测或一定范围内的落区调节控制具有重要价值。
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组合体无人机单体机翼构型设计与拓扑优化  收藏
张青松, 贾山, 陈金宝, 徐颖珊, 佘智勇, 蔡成志, 潘一华
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 423-432.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.044
Abstract  (0) HTML   PDF (7775KB) (147)
轻量化是飞行器设计及优化的关键指标,直接影响飞行器的作战效能。该文针对大展弦比组合式无人机中的单体无人机承力结构设计及轻量化设计需求,建立组合体无人机单体机翼框架模型,提出了在气动循环载荷作用和疲劳寿命的约束下,对机翼主要传力构件进行拓扑优化的整体设计优化方法:首先,通过有限元方法分析机翼全工况下气动载荷;其次,在极限载荷循环作用下分析机翼全域的疲劳寿命特性;最后,通过拓扑优化技术对单体机翼承力框架进行体积优化设计,优化后机翼框架减重35%,有效实现了机翼框架的轻量化设计目标。
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探索浩瀚宇宙,自由往返家园  收藏
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 293-293.  
Abstract  (0) HTML   PDF (623KB) (313)
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航天降落伞撕裂带测试装置及其动态索力响应特性  收藏
李东兴, 侯森浩, 孙海宁, 黎帆, 唐晓强
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 294-301.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.003
Abstract  (0) HTML   PDF (5385KB) (200)
该文提出一种航天降落伞撕裂带测试装置,用于测试撕裂带工作性能。基于测试装置,研究绳索在高速冲击载荷下的动态索力响应问题。将机械系统简化为弹簧阻尼系统,基于Lagrange第二类方程推导得到系统动力学方程,并通过Runge-Kutta方法求解模型,得到撕裂带测试过程中的绳索受力状态。研究在高速冲击载荷下,绳索阻尼的作用机理。进一步研究绳索弹性模量、阻尼以及绳索两端质量比对索力的影响规律,最后对比理论模型与验证实验的数据。结果表明:理论模型计算得到的绳索末端索力与实验结果趋势保持一致,验证了理论模型的正确性,对撕裂带测试装置的设计和控制具有指导意义。
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全向增阻离轨的充气薄膜球设计与性能分析  收藏
卫剑征, 张义, 侯一心, 谭惠丰
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 302-310.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.058
Abstract  (0) HTML   PDF (8248KB) (196)
增阻式离轨是避免小卫星失效后产生空间碎片的高效方式之一。该文针对充气展开增阻薄膜球的离轨问题,首先,给出了充气展开薄膜球的全向增阻设计方案,提出了闭合三维球面变形收缩为紧致星型与星瓣Z型融合折叠方法,经零线宽与变厚度折叠形成密实立方体状;其次,基于小挠度球壳变形假设,分析了增阻薄膜球在极限高度200 km下受到最大气阻力时其球面的失稳临界压力,对比在室温和高温条件下薄膜球的临界压力变化,通过真空环境箱进行试验验证;最后,分析了不同碎片面质比与增阻薄膜球直径对离轨时间的影响关系。结果表明:聚酰亚胺薄膜球可作为空间碎片的全向增阻离轨设计的球状结构,随着球体直径的增大,其临界压力呈指数型下降;在相同的轨道高度,碎片的面质比越大,离轨时间越短;在相同的面质比条件下,碎片的轨道高度越高,离轨时间越长。
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攻角效应对降落伞拉直过程影响的仿真模拟  收藏
王广兴, 房冠辉, 李健, 刘涛, 何青松, 贾贺
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 311-321.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.048
Abstract  (0) HTML   PDF (17508KB) (168)
降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作,能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域,尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响,其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S (unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes,URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom,6DoF)运动方程的方法,针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明:攻角效应会显著改变飞行器尾流特性,与0°攻角相比,非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征,进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致;非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响;攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变,从而影响拉直过程时间,即随着开伞攻角增加,弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。
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锥形减速结构流场热化学非平衡仿真  收藏
刘宇, 赵淼, 张章, 贾贺, 黄伟
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 386-393,413.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.039
Abstract  (0) HTML   PDF (6200KB) (70)
该文对充气式再入与减速技术(inflatable reentry and descent technology,IRDT)中使用的锥形减速结构流场进行了气动热仿真计算。计算模型基于有限体积法对N-S (Navier-Stokes)方程进行求解,使用非平衡双温度模型计算流场热化学反应。为了验证算法准确性,对钝体标准模型ELECTRE进行仿真计算,计算结果与飞行试验和文献结果基本相符。锥形减速结构仿真工况高度为70 km,来流Ma为13,仿真结果表明:激波后振动温度被激活,并逐渐升高至平动温度,同时空气中离解组元浓度逐渐升高;结构表面热流与压强在驻点附近沿径向快速降低,随后热流呈线性下降,压强近似为常量。对4种不同半锥角的锥形减速结构仿真结果进行了对比,结果显示: 50°、55°和60°半锥角激波位置及表面热流基本相同,65°半锥角激波距离前缘点更远,同时表面热流更低;4种半锥角驻点压强基本相同,外围压强随半锥角增加呈线性增加。仿真结果可为IRDT方案设计提供参考。
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帆片结构张满度变化对环帆伞气动性能的影响  收藏
高畅, 李岩军, 余莉, 聂舜臣
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 322-329.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.037
Abstract  (0) HTML   PDF (13330KB) (77)
该文以某型环帆伞为研究对象,基于稳降状态下环帆伞的气动外形建立了伞衣绕流流场数值模型,通过对不同帆片排气方向下环帆伞尾流、伞衣缝射流和伞衣表面压力等进行研究,分析帆片结构对环帆伞减速及稳定性能的影响及其原理,在此基础上探究了张满度变化对环帆伞气动性能的影响。结果表明:向上排气结构环帆伞受通过月牙缝顺流气柱的作用,轴向阻力减小,但偏离平衡位置时伞衣获得恢复力矩,因此与向下排气伞衣相比,阻力系数减小,稳定性增强;随着帆片结构张满度的增加,向上排气伞衣阻力系数增大,向下排气伞衣阻力系数减小;2种排气方向的环帆伞均存在稳定性能最优的张满度值。研究结果对改进环帆伞设计提供了一定的理论参考。
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伞衣织物微孔射流透气特性  收藏
孙志鸿, 仇博文, 余莉, 李岩军, 聂舜臣
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 330-337.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.047
Abstract  (0) HTML   PDF (11098KB) (69)
为研究伞衣微孔透气结构的射流特性,该文基于TexGen建立了2种织物的微观模型,采用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)技术开展了不同压差下的孔隙射流流场研究,探究了沿孔隙中心轴线速度和压力的变化规律。结果表明:不同孔隙结构织物均有相似的流场分布规律,孔隙射流存在速度增幅区、速度衰减区、尾流衰减区和尾流过渡区4个区域;沿轴向的速度、压力梯度主要出现在速度增幅区和速度衰减区;中心轴线的最大速度点和最小压强点均位于孔隙喉部后方约0.145tt为织物厚度)处;尾流衰减区的流动特性不受内外压差的影响,当压差大于200 Pa时,织物孔隙内和尾流场的流动特征参数变化仅由织物结构决定。结合射流区长度与织物透气量间的指数衰减关系提出了普适的射流影响域模型。该文研究方法对探究透气降落伞的精细尾流结构,提高透流伞衣流场模型的准确性具有重要意义。
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具有横向运动能力的圆形伞的设计  收藏
陈冠华, 陈雅倩, 周宁, 贾贺, 荣伟, 薛晓鹏
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 338-347.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2021.26.043
Abstract  (0) HTML   PDF (13491KB) (111)
降落伞作为重要的减速工具,通常具备垂直减速能力,若其具备一定的稳定可控横向运动能力,将大大扩展降落伞的应用范围。伞衣上非对称开缝、开孔是实现平飞简单有效的方法。该文基于平面圆形伞设计了具有非对称孔、缝结构的伞型,并通过数值模拟方法计算对比流场结构、阻力系数和横向力系数等结果,验证其是否具备横向运动能力。通过计算可知,距伞底对应圆心角30°处环缝减速效果最佳。在此基础上,将伞的环缝长度缩短一半,并逐步加入径向孔,实现非对称开缝、开孔。在所有计算模型中,U形伞缝的设计会使降落伞的减速性能、横向运动性能有较大提升,同时伞随着迎角变化稳定性最佳。
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一种大型冲压式翼伞的设计与试验  收藏
吴卓, 张文博, 王治国, 冯佳瑞, 任雅丽
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 348-355.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.046
Abstract  (0) HTML   PDF (5490KB) (145)
冲压式翼伞是一种具有高滑翔比和可控飞行能力的降落伞,在精确空投和回收领域具有广阔的应用前景。国外大型冲压式翼伞的设计技术较为成熟,冲压式翼伞也得到了广泛应用;而国内的设计技术还停留在中小型冲压式翼伞上,大型冲压式翼伞的设计和应用较少。该文提出了一种大型冲压式翼伞的设计方法,给出了结构设计方法,修正了气动性能的工程计算方法,并设计了一个用于回收运载火箭助推器的大型冲压式翼伞,分析了该伞气动性能数值的计算结果和试验数据。修正后的工程计算方法可计算翼伞系统的失速攻角,能够解释在小安装角下翼伞系统无法配平的现象,得到的大型翼伞系统气动性能数据与空投试验的数据也较为接近,是大型冲压式翼伞设计的有效辅助方法。空投试验和飞行试验的成功也证明了这种大型冲压式翼伞的设计方法合理可行。
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材料弹性对降落伞充气展开力学性能影响  收藏
王奇, 蒋伟, 王文强, 雷江利, 张章, 赵淼
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 356-366.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.059
Abstract  (0) HTML   PDF (19094KB) (160)
降落伞充气展开过程涉及柔性结构非线性变形与流场的高度耦合。为研究不同弹性的纬向加强带对降落伞充气展开过程中力学特性的影响,该文基于流固耦合(fluid-solid interaction,FSI)方法对3种弹性纬向加强带构型的带条伞进行充气展开过程模拟,获得了充气展开过程中气动力、纬向加强带张力和伞衣应力分布等关键参数,分析了织物材料弹性对降落伞开伞动载以及局部受力情况的影响,并通过风洞试验对带条伞充气展开过程的气动力变化进行测试,验证了利用FSI方法预测降落伞动态力学及局部受力特性的可行性。仿真和试验结果表明:纬向加强带弹性模量对降落伞充气展开过程中整体气动力影响甚微,对于伞衣和纬向加强带本身的应力分布影响显著;采用与伞衣相同材料的锦丝纬向加强带能显著降低局部应力水平,相较于高弹性模量的芳Ⅲ纬向加强带,纬向加强带和伞衣的最大应力分别降低83.3%和22.8%。
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航天回收用降落伞材料强度验证方法  收藏
隋蓉, 张文博, 贾贺, 蒋伟
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 367-375.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.045
Abstract  (0) HTML   PDF (4092KB) (84)
为了使地面材料试验能够尽可能地模拟降落伞真实工作状态,改进降落伞的设计验证方法,根据降落伞实际应用工况开展了降落伞常用织物材料在疲劳载荷、双轴拉伸载荷和垂直平面载荷作用下的试验研究,提出了织物受垂直平面载荷作用的载荷计算方法。研究结果表明:疲劳载荷降低了降落伞常用织物材料锦纶的断裂伸长率,使拉伸断裂功变小,降低了织物的动载载荷承受能力;在双轴拉伸载荷作用下,2种降落伞常用的锦纶平纹织物材料的拉伸强度未出现与单轴拉伸强度有明显差异的现象;在垂直平面载荷作用下,锦纶织物的断裂强力小于材料标称断裂强力,强度损失最高约16%,试验结果可应用于降落伞强度设计系数计算中,以指导产品设计。
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空间充气式返回器气动弹性动力响应特征  收藏
张章, 吴杰, 赵淼, 王奇, 刘宇
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 394-405.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.041
Abstract  (0) HTML   PDF (14047KB) (99)
针对空间充气式返回器在超声速流场下的气动弹性动力响应问题,该文建立了一种考虑内充压气体作用的流固耦合模型,较已有方法更真实地揭示了空间再入柔性充气结构变形对流场的影响;同时,采用六自由度飞行动力学对超声速阶段的飞行轨迹进行了修正,有效实现了飞行动力学和气体动力学之间的双向耦合。研究表明:超声速工况下,飞行器在小于50°攻角时的俯仰力矩导数为负,其结构有维持静稳定状态的能力;飞行器在超声速流场中会产生剧烈的振动,本质为大尺度湍流尾迹作用下的抖振效应,而这一现象在跨声速及非对称来流的情况下更加严重,有诱发结构产生低频共振的风险。该研究为空间充气式返回器在超声速条件下的结构安全性设计与评估提供了参考。
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面向火星着陆器触地模拟试验的重力卸载系统  收藏
隋毅, 孙海宁, 黄伟, 董强, 黎光宇, 张剑勇, 张亚婧
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 406-413.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.049
Abstract  (0) HTML   PDF (9925KB) (113)
在地面环境下开展可靠且快速的验证试验是保障探测器成功着陆的关键。该文基于零自由长度弹簧模拟“天问一号”火星着陆的重力卸载系统,在触地阶段为探测器提供火星表面的重力环境,破解卸载力在触地及剧烈碰撞过程中平稳、恒定输出的技术难题,利用弹簧对冲击力等高频干扰的截断能力,使重力卸载系统在剧烈动态过程中保持平稳的输出。试验结果表明:系统的恒力输出最大平均误差为1.5%,可有效保障大行程、重载、高速和冲击条件下恒定卸载力的施加。系统的负载可调设计可适配不同目标行星的重力环境,提高了相关触地模拟的试验效率。
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载人飞船主伞包出舱动力学  收藏
王永滨, 张亚婧, 黄雪姣, 殷莎, 陈点豪, 王奇, 雷江利, 贾贺, 陈金宝
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 376-385.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.051
Abstract  (0) HTML   PDF (8661KB) (109)
中国新一代载人飞船试验船的气动减速系统由2具减速伞和3具主伞组成,减速伞在实现第1阶段减速后分离并将主伞包从飞船中拉出。主伞包出舱作为降落伞系统的一个重要工作环节,一直是回收着陆系统的关键技术和设计难点之一,由于这一瞬时高动态过程涉及吊带、伞包和舱盖等多体接触和受力耦合作用,因此采用基于简化动力学模型的理论计算方法难以准确描述该过程。该文提出了一种基于有限元模型的气动-动力学耦合分析方法,建立了主伞包出舱动力学模型,运用气动力载荷动态匹配控制方法实现了降落伞由气动载荷向动力学模型的精确传递,通过对初始速度、防热层拉力和舱盖质量等影响主伞包出舱的因素进行全面分析对比,获得了主伞包出舱过程的载荷、速度和过载等动力学特性,直观且逼真地描述了主伞包出舱的动态过程。该方法有效指导了新一代载人飞船试验船回收系统方案的设计,为后续的正式飞行任务提供了理论支持。
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月球环境下明暗交界处月尘输运异常现象  收藏
董泰郎, 冯昱龙, 黄伟, 任德鹏, 王志浩, 王建山, 崔玉红
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 433-448.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.052
Abstract  (0) HTML   PDF (12692KB) (71)
月表环境下,山脉或探测器和巡视器等附近形成的整体或局部明暗交界区域会发生月尘输运异常现象。该文通过建立整体和局部2种明暗交界模型,采用质点网格法和蛙跳法,基于Apollo探测器实测的月表月尘数量,研究了2种模型的月尘输运异常现象。结果显示,整体明暗交界区域存在非常显著的月尘输运异常现象,月尘输运路径呈现喇叭口形状或片状抛物线形状,并在明暗交界线上方发生大量月尘聚集,月尘输运现象具有明显的水平输运特征。在局部明暗交界区域的探测器左侧和右侧均出现非常显著的月尘输运异常现象,具有双向水平输运特征,并存在或大或小的双月尘涡旋,引起了探测器周围的局部“月尘暴”。整体明暗交界区域月尘输运异常现象可间接地验证“辉光”现象,局部明暗交界区域月尘输运异常现象也可能是月表探测器上沉积大量月尘的主要原因之一。月尘输运异常现象不但对现役的月球车和探测器等有潜在危害,也是人类在未来探月活动中无法回避的关键问题之一。该文研究的结果对月球探测器着陆点和巡视器行走路线的选取具有重要的参考价值,有助于降低月尘污染对人类探月活动的影响。
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航天器低重力模拟试验平台三维随动系统  收藏
董强, 陈强, 黄科, 邢伟, 沈兵
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (3): 449-460.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2022.26.056
Abstract  (0) HTML   PDF (5587KB) (121)
为验证航天器处于低重力环境条件下在目标天体表面着陆起飞的适应能力,三维随动系统采用大范围随动和快速精确跟踪两级联动驱动技术构建了低重力环境,在地面进行航天器的着陆起飞试验。该试验方法克服了试验空间要求大、控制精度要求高等技术指标难点,解决了三维随动系统多自由度联动,大惯量机电设备高速、高精度协同控制等多项关键技术难题。通过并联索系统驱动技术控制快速随动平台运动,完成对航天器试验过程中的大范围随动跟踪;通过快速随动平台装置对航天器施加高精度的吊绳拉力控制,并在水平方向上跟随航天器运动,同时保持吊绳绝对倾角要求;通过提高快速随动平台的水平刚度,从而克服两级联动设备耦合晃动对航天器试验的不利影响。系统成功应用于中国探月工程中嫦娥三号、嫦娥五号和火星探测任务中天问一号航天器在低重力条件下悬停、避障、缓速下降和着陆,以及起飞等一系列地面真实工况验证试验,为航天器的综合性能参数验证与优化提供了关键技术手段。
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机器学习在湍流燃烧及发动机中的应用与展望  收藏
安健, 陈宇轩, 苏星宇, 周华, 任祝寅
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 462-472.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.001
Abstract  (0) HTML   PDF (6471KB) (182)
随着燃烧科学的发展,数值仿真与实验测量产生了大量数据,这些数据隐含许多有效的物理信息。传统研究方法对此类信息主要利用基于物理规则的模型去处理,但随着数据量的增加,基于数据驱动的方法开始受到重视。机器学习(machine learning,ML)技术由于在数据分析和处理方面取得了巨大成功,为处理燃烧领域的大量数据提供了一种新的范式。该文简要介绍了ML在湍流燃烧中的应用,主要包括化学反应、燃烧建模、发动机性能预测与优化、燃烧不稳定性预测与控制等4个方面,讨论了机器学习在燃烧研究中面临的挑战,并对未来应用进行了展望。
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燃烧振荡声学抑制器的机理分析与设计优化  收藏
余志健, 杨倩雯, 王译晨, 杨东, 朱民
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 487-504.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.024
Abstract  (0) HTML   PDF (15864KB) (223)
燃烧振荡是发展低排放燃气轮机燃烧室需要解决的关键问题之一,未来燃气轮机燃烧室运行温度更高、具有更宽的工况运行范围及更复杂的几何结构(如轴向分级、环形燃烧室等),燃烧振荡存在高振幅、多振荡频率、多振荡频率时变和多热声模态共存等特点。采用声学抑制器被动控制燃烧振荡具有抑制器结构简单、可靠性高、成本较低等优势。针对未来的燃烧室,现有抑制器方案将面临很大挑战,因此,亟需开展宽吸声带宽、可控制多模态的声学抑制器及系统级燃烧室多声学抑制器设计优化研究。该文概述了国内外声学抑制器机理和设计优化的研究进展,着重总结了作者近年来在常规及多频段声学抑制器机理、抑制效果分析计算和复杂热声系统参数对声学抑制器特性影响,以及基于伴随方法的多声学抑制器多参数快速优化等方面的研究工作,并对未来燃烧室声学抑制器的发展方向进行了讨论。
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火焰面方法进展及在燃机燃烧室模拟中的挑战  收藏
张归华, 吴玉新, 吴家豪, 张扬, 张海
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 505-520.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.026
Abstract  (0) HTML   PDF (9447KB) (164)
现代燃气轮机燃烧室参数持续提高,燃料种类不断丰富,燃烧技术深入开发,这对燃机燃烧过程数值模拟方法的发展提出了更高的要求。火焰面方法兼具准确性和计算效率高的特点,是燃气轮机燃烧室成熟数值模拟方法的主要选择之一。该文针对燃气轮机燃烧室未来多工况、高参数、低污染的发展趋势,从火焰面方法在自适应湍流燃烧模型中的应用、进度变量的优化选择、湍流燃烧耦合模型以及火焰面方法在污染物预测中的应用等4个方面,回顾了火焰面方法的相关模型及适用范围,分析了该方法在燃气轮机燃烧室中的应用及面临的挑战。在此基础上,对火焰面方法在未来燃气轮机燃烧室模拟中的发展方向提出了针对性建议。
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跨/超临界流体大涡模拟状态方程亚格子模型综述  收藏
周明烁, 丁思宇, 王兴建
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 473-486.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.013
Abstract  (0) HTML   PDF (3565KB) (136)
随着高效率、大推力燃烧技术的发展,跨/超临界流体流动的情况在先进动力装置中日益增加。研究跨/超临界流体流动与燃烧具有重要的应用价值。由于真实工况下实验测量成本高、风险大,可得到的实验数据有限,使用大涡模拟(large eddy simulation,LES)可获取详细流场结构和燃烧动力学特性信息。跨/超临界流体流动过程中热物性参数经历非线性剧烈变化,须引入真实气体状态方程并修正现有亚格子尺度建模理论。该文讨论了工程计算中常用的真实气体状态方程及其适用条件,阐述了状态方程亚格子模型的发展思路与历程,总结了4种亚格子密度模型的原理和性能等,并指出了跨/超临界流体流动与LES未来可能的研究方向,为准确快速计算跨/超临界流体问题提供思路,进而支撑新一代先进动力系统的研制与开发。
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氢燃料微预混火焰燃烧不稳定性实验研究  收藏
扈学超, 毕笑天, 刘策, 邵卫卫
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 572-584.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.027
Abstract  (0) HTML   PDF (13313KB) (207)
该文针对一种自主设计的氢燃料微预混燃烧器,开展了常压下掺氢甲烷燃料微预混火焰燃烧不稳定性实验研究。从纯甲烷到纯氢气,研究了不同氢含量下NOx排放、动态压力、火焰结构等燃烧特性,结果表明:该预混燃烧器具有较优异的低排放燃烧性能,可适应较宽氢含量燃料并实现稳定燃烧,其中纯氢燃料在绝热火焰温度1 850 K时NOx不高于5 μmol/mol (干基,15% O2摩尔浓度);在氢含量为10%和20%时,氢燃料微预混火焰出现振荡燃烧现象,且激发更高阶的谐波;在更高氢含量下微混火焰出现高频脉动,但幅值较低。利用本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法对振荡工况进行分析,提取其模态的时间系数和空间分布特征,发现一阶模态都表现为与整体脉动主频相同的体积振荡,二阶模态都表现为轴向脉动,脉动频率是主频的2倍。随着氢含量进一步升高,轴向模态渐渐转变为火焰间相互作用。
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航空煤油反应动力学模型的发展现状和挑战  收藏
吴悠, 杨明, 杨斌
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 521-545.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.025
Abstract  (0) HTML   PDF (13129KB) (206)
航空发动机数值仿真有助于加速发动机的研发进程,但需要准确可靠的航空煤油燃烧反应动力学模型。该文总结了近20年国内外航空煤油(Jet A和RP-3)及其模型燃料的研究进展,包括航空煤油的主要成分及理化性质测定、航空煤油及其模型燃料的基础燃烧实验、模型燃料构建方法及配方组成,以及模型燃料反应动力学模型的发展与验证等方面。航空煤油燃烧数值模拟的关键在于模型燃料的建立及其详细、简化燃烧反应动力学机理的发展,在高保真刻画燃烧反应动力学特性的前提下,航空煤油简化机理最终用于航空发动机燃烧室的计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)仿真。该文将航空煤油反应动力学模型研究分为航空煤油的实验研究、模型燃料构建及其反应动力学模型研究3个部分,并着重讨论了此部分的发展现状与挑战。
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预测NOx排放的化学反应器网络自动生成方法  收藏
高桥东, 雷福林, 张哲巅
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 612-622.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.011
Abstract  (0) HTML   PDF (6244KB) (62)
计算流体力学-化学反应器网络(computational fluid dynamics-chemical reactor network,CFD-CRN)方法是一种预测燃烧室排放的手段,如何快速构建合理的CRN是一个需要解决的问题。为实现CRN的自动划分、构建和求解,基于Python语言开发了CRN自动生成程序并集成了Cantera求解器;对贫预混燃烧器和微混模型燃烧器的NOx排放进行预测,并与实验数据对比验证,结果表明:给定划分标准,利用CRN自动生成程序可以读取CFD数据,实现快速有效地构建和求解CRN;利用CFD-CRN方法预测NOx排放,应考虑散热损失以提高预测准确度;在划分标准合理的前提下,减少CFD计算的网格数和CRN的反应器数量依然能保证NOx预测精度;同一CRN模版对不同工况有一定的适用性,可以用于预测相近工况的NOx排放。
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甲烷/空气燃烧NOx排放数值模型对比  收藏
孙继昊, 罗绍文, 赵宁波, 杨慧玲, 郑洪涛
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 623-632.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.022
Abstract  (0) HTML   PDF (6882KB) (61)
为明确不同NOx数值模型对甲烷/空气燃烧NOx生成特性的适用性和差异性,以射流扩散火焰、旋流预混火焰、燃气轮机燃烧室为研究对象,分析了NOx后处理模型法、解耦详细反应机理法和附加NOx输运方程法对甲烷/空气燃烧NOx生成特性模拟的适用性和差异性。结果表明:火焰后方N2O的生成量较少,NO2的生成量极少,NO含量占总NOx的95.00%以上;NOx后处理模型法可准确模拟火焰附近的NOx生成位置和火焰后方的NOx生成速率,但该模型低估了火焰位置的NOx生成量和生成速率,并且不能再现火焰锋面附近N2O浓度先升高后下降的变化规律;附加NOx输运方程法对火焰锋面处的NOx生成位置、生成量和生成速率的计算精度最高,但该模型低估了火焰锋面后方的NOx生成速率;解耦详细反应机理法对NOx生成特性的预测精度最差。
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火焰合成凝聚相纳米材料调控技术的研究进展  收藏
沈畅, 邵森, 郭祺峰, 周宇昕, 游小清
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 546-559.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.016
Abstract  (0) HTML   PDF (10165KB) (168)
火焰合成法是一种凝聚相纳米材料制备手段。该文聚焦于火焰合成凝聚相纳米材料形貌、组分和微观结构调控技术,关注火焰稳定性、火焰温度与组分场、产物粒径与形貌和产物理化性质4个方面。火焰稳定性调控主要总结了旋流稳定法(包括旋流数的计算方法和设计准则)、辅助火焰法、保护壳气法和高焓前驱液法等;火焰温度与组分场调控主要包括燃空当量比调节、冷却网架设、淬冷环架设和前驱液调控等技术;产物粒径与形貌可通过基底材料、液滴微爆、超细雾化、高沸点活性剂添加和等离子体放电等技术进行调控;产物理化性质可由晶体结构、元素掺杂、核壳类结构设计和后热处理等方法调控。前两方面注重材料外部火焰结构调控,后两方面注重材料内部性质调控,在实际实验或生产中,需要根据具体情况综合运用。
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燃烧室流动混合过程的代理模型  收藏
耿俊杰, 王兴建, 李嘉璐, 费腾, 祁海鹰
清华大学学报(自然科学版)    2023, 63 (4): 633-641.   DOI: 10.16511/j.cnki.qhdxxb.2023.25.030
Abstract  (0) HTML   PDF (8240KB) (42)
为了构建适用于燃烧室冷态流动混合过程的代理模型(surrogate model,SM)的方法,该文研究了构建过程中的关键步骤,通过使用Latin超立方抽样(Latin hypercube sampling,LHS)方法进行样本选取,在完成数值模拟后使用本征正交分解提取样本间的主要特征进行降维,再通过Kriging插值法完成工况插值。结果表明:该构建方法能够处理冷态高速、高湍流度、强旋流动和燃料/空气掺混,精度高于国际平均水平。同时,该文提出了构建方法的应用准则,为后续更复杂、包含燃烧反应过程以及结构变化的燃烧室SM构建奠定基础。
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