摘要：
针对天然气点火延迟时间较长问题，开展了电热塞（glow plug， GP）辅助下天然气点火特性数值模拟研究。结果表明GP可以有效促进天然气点火，引燃的火焰快速从GP防护罩圆形开口和底端开口向燃烧室内部蔓延。其中，菱形多开口防护罩更有利于火焰传播，点火延迟差（ignition delay difference， IDD）最小。方形多开口防护罩避免了天然气射流直接撞击GP表面并冷却GP的风险，从而促使GP始终保持高温，有利于天然气点火，温度点火延迟（ignition delay by temperature， IDT）时间小于单开口防护罩。高温可以有效促进天然气点火，在GP温度超过1 400 K时，天然气点火可以忽略防护罩开口设计，单开口防护罩表现出与多开口防护罩一样优异的点火性能（点火时间约为0.3 ms），但也带来了GP使用寿命缩短的风险。

摘要：
探究了燃用100%加氢酯和脂肪酸途径生产的可持续航空燃料（hydro-processed esters and fatty acids-sustainable aviation fuel， HEFA-SAF）和常规航空煤油RP-3的航空活塞发动机排放的碳烟颗粒的微观特性。发动机设计负荷包括慢车、巡航和起飞。结果表明：HEFA-SAF碳烟聚集体在起飞工况下具有较大的碳氧质量比（记为C/O比），而RP-3碳烟聚集体在慢车工况下具有较大的C/O比。两种航空燃料衍生的碳烟颗粒的初级颗粒平均粒径均随发动机负荷的升高而增大，但在所有工况下HEFA-SAF碳烟颗粒的平均粒径均小于RP-3碳烟颗粒。从低负荷升至高负荷时，两种航空燃料衍生的碳烟颗粒内部纳米结构反应性均有所降低。在慢车工况下RP-3碳烟颗粒反应性较小，而在起飞工况下HEFA-SAF碳烟颗粒反应性更小。研究结果揭示了C/O比、内部纳米结构、碳烟颗粒石墨化程度和发动机负荷之间密切相关，而燃料成分对这些参数具有非单调性影响，这可归因于燃料–空气混合和燃料热解动力学之间的动力学时间尺度竞争。

摘要：
通过试验与数值模拟相结合的方法，系统探究了液氨在高温（690~1 100 K）和高压（1.0~4.0 MPa）条件下的喷雾特性，旨在构建精准的液氨喷雾预测模型。试验采用高速阴影摄影技术，捕捉喷雾的动态过程；数值模拟则基于拉格朗日–欧拉耦合方法，重点分析了喷雾的速度场、索特平均直径（Sauter mean diameter， SMD）和概率密度分布函数（probability density function， PDF）等关键参数。研究结果表明，随着环境压力升高，喷雾的轴向扩展减弱，径向扩展增强，喷雾贯穿距缩短，尖端速度降低，锥角增大（最大增幅达86.13%）；环境温度升高可显著促进喷雾的蒸发和扩散效果，但对喷雾贯穿距和锥角的影响不显著。试验发现，在环境温度690 K、环境压力1.0 MPa的情况下，由于氨处于闪沸状态，喷雾显著膨胀，锥角变大。此外，喷雾的速度场和液滴分布对压力变化高度敏感，随着压力增加，SMD显著减小（最大降幅达42.83%），PDF向小液滴偏移，提升了雾化效果。研究验证了所建立模型在液氨喷雾预测中的可靠性。

摘要：
为深入研究空气辅助喷射系统内外喷雾过程及气液相互作用引起的雾化机制，基于欧拉–拉格朗日法建立了包括完整空气辅助喷油器和定容环境体的数值模型，并提出了更精确且通用的喷雾模型设置。喷雾过程分为油气混合阶段和混合物喷射阶段。研究定性分析了油气混合阶段中燃油射流的表面破碎过程及液滴与壁面的反弹、飞溅和黏滞行为，明确混合腔设计在气液混合效率与进气稳定性中的关键作用。混合物喷射阶段的结果表明，定容环境体内液滴平均直径约为6 μm，拉瓦尔喷嘴出口处存在部分平均直径为20~30 μm的液滴。此外，进一步的雾化机制研究发现，出口区域还存在少量平均直径大于50 μm的液滴，且这些液滴来源于外壁面上油膜的分离。研究还揭示了涡环的形成机制：近场涡环由拉瓦尔喷嘴的几何形状决定，而远场涡环则由高速空气通过黏性力扰动静止环境氮气产生。最后，通过对空气辅助喷油器各壁面油膜质量变化的分析发现，上内壁面存在大量难以剥离的油膜，这可能导致冷起动过程中燃油积聚问题。

摘要：
基于双级轴向旋流燃烧室燃用柴油试验工况进行了模拟仿真，讨论了主燃孔参数对旋流燃烧室流场和燃烧特性的影响。结果表明：当主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离较大时，燃烧室中心回流区面积增大，而改变主燃孔直径对回流区影响较小；当主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离较小时，燃烧效率明显降低，最低值低于90%，主燃孔直径改变对燃烧效率影响较小。在靠近燃烧室出口平面上，出口温度分布系数受主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离影响较小，受主燃孔直径影响较大，最小值为0.423。

摘要：
为解决氨气点火极限范围窄和层流火焰传播速度慢的问题，开发了一种高压纳秒脉冲等离子体电源，以实现高压条件下的持续放电及氨气点火。设计和制作了一种可直接用于发动机缸内的介质阻挡放电（dielectric barrier discharge， DBD）火花塞。试验结果表明，该电源在0.7 MPa环境下成功实现了氨气点火。与传统火花塞对比研究发现，DBD火花塞的点火延迟时间和峰值压力到达时间显著缩短，且燃烧峰值压力更高。在0.7 MPa初始压力下，当量比为0.9时，燃烧峰值压力时间缩短19.7％，燃烧峰值压力提升12.18％。

摘要：
基于一种利用废气余热实现部分燃料预裂解的氨发动机系统，建立了氨裂解器仿真模型，以此仿真模型预测的氨转化率为基础对一台预燃室射流点火的大缸径船用气体机进行了数值仿真，研究了燃料裂解比例对预燃室式氨发动机燃烧及其温室气体排放的影响，并对发动机性能不佳但裂解器氨转化率稳定的低裂解比例方案辅以富氧措施，探究了富氧条件对氨发动机性能的影响。研究发现，裂解比例和氧气比例的提高均有助于增强燃料混合气的燃烧，在7.5%裂解比例下发动机指示热效率达到48.98%，N₂O排放降至0.39 g/（kW·h），而通过将氧气体积比提高至27%（2.5%裂解比例）也可以达到相近的发动机性能。但NO_x排放的明显上升可能会限制通过进一步提高裂解比例和氧气比例来获得更好的发动机性能。此外，通过全生命周期温室气体排放估计，在10%裂解比例方案下最多可减少约64.2%的温室气体排放。

摘要：
设计了一种阴极出口可变结构的空冷型质子交换膜燃料电池（proton exchange membrane fuel cell， PEMFC） 模型，其具有单独的冷却流道，阴极出口的面积是可变的，在增强冷却效果的同时可有效调节电池内部的水平衡。为了突出出口可变结构的特点，同时计算了原始结构和出口可变结构的单电池模型。在0.6 V的输出电压下，出口可变结构模型的平均温度相比原始结构模型降低6 ℃，平均水含量相比原始结构模型增加了0.78。在负载电流密度为1.046 A/cm²时，出口可变结构模型的功率密度相比原始结构模型提高了2.20%。并且在高温干燥环境下，挡板高度为1.1 mm的出口可变结构模型其功率密度比挡板高度为0.3 mm的模型高出了2.30%。结果表明，出口可变结构可以通过改善电池的冷却性能和保水性能来提高电池性能，并且在复杂环境下具有更好的环境适应性。

摘要：
为提升车用柴油机螺旋进气道的性能，通过灰色关联分析，系统研究了螺旋室高度、气道偏心距及气道偏转角对气道性能的影响规律。研究结果表明，气道结构参数按照对涡流比和进气量的影响权重由高到低排序依次为螺旋室高度、气道偏心距、气道偏转角。当螺旋室高度为5.04 mm而气道偏心距为2.82 mm时，涡流比达到最大值2.102。当螺旋室高度为5.04 mm，气道偏转角为-5.2°时，进气量达到最大值0.715 g。通过多项式逼近算法，建立了涡流比模型和进气量模型。这两个模型在预测精度和拟合度方面表现优异，涡流比与进气量的均方根误差分别为0.04和0.05，拟合优度分别为0.95和0.93。

摘要：
基于Isight优化平台搭建了针对轴流压气机进气蜗壳的气动优化系统，该系统包括参数化建模、网格划分、数值模拟计算及后处理等过程。对进气蜗壳参数化后，采用最优拉丁超立方抽样获得空间上均匀分布的样本点，以总压损失系数和出口面速度不均匀度为目标函数，通过数值计算求出各样本点的目标函数值，建立椭圆基函数（elliptic basis function， EBF）神经网络代理模型，再使用第二代带精英策略的非支配排序的遗传算法（non-dominated sorting genetic algorithm Ⅱ， NSGA-Ⅱ）寻求目标函数的最优化。在Pareto前沿上选取三个优化结果M1、M2和M3并与原始模型比较，计算结果表明：M1、M2和M3的总压损失减小，出口速度不均匀度降低，二次流得到遏制。优化造型耦合导流器后，蜗壳的总压损失进一步减小，出口流场更加均匀，蜗壳气动性能得到进一步提升。

摘要：
为提升复合翼物流运输无人机的垂直飞行性能并延长悬停续航时间，提出了一种混合动力复合翼无人机的整体布局和动力推进系统设计方法，并成功开发出工程样机及适配地面台架。根据具体任务需求，设计了串联直驱式混合动力系统结构，并制定了功率输出模式。在考虑机翼载荷和推重比等结构约束条件下，给出了固定翼模式起飞质量和机翼尺寸的估算方法，并利用Profili软件选择了适用于低速飞行的USA-35B翼型；同时探讨旋翼和变距推进桨的选型方法，并通过地面试验台获得最优巡航桨叶角。通过仿真试验与地面测试验证了动力系统、电气传动系统及机械结构的可行性。经过样机试飞验证，所设计的复合翼无人机实现24 min悬停，在垂直飞行性能方面较业界平均水平有显著提高。

摘要：
使用自研节点型非结构计算流体力学软件AENS对气膜冷却进行数值模拟研究。针对边界层网格、近孔区网格对气膜冷却仿真的精度影响及不同吹风比下异型孔气膜的冷却效率差异，选用标准单孔气膜冷却模型，在不同吹风比下对不同边界层网格、近孔区网格及圆柱孔、扇形孔和簸箕孔3种孔型的气膜冷却效率进行对比研究。研究结果表明：第一层网格高度对计算结果的影响不显著；近孔区网格在吹风比较低的工况下对计算结果影响较大，近孔区使用O型网格块嵌套O型网格块的方法生成的网格计算效果更好；吹风比较大的工况下，扇形孔和簸箕孔与圆柱孔相比对近孔区的气膜冷却性能提升更为显著。对GE-E3高压涡轮带气膜导叶模型展开计算，证明自研软件具备计算带复杂冷却结构的工程算例的能力，验证了自研软件的实用性和准确性。

摘要：
针对天然气点火延迟时间较长问题，开展了电热塞（glow plug， GP）辅助下天然气点火特性数值模拟研究。结果表明GP可以有效促进天然气点火，引燃的火焰快速从GP防护罩圆形开口和底端开口向燃烧室内部蔓延。其中，菱形多开口防护罩更有利于火焰传播，点火延迟差（ignition delay difference， IDD）最小。方形多开口防护罩避免了天然气射流直接撞击GP表面并冷却GP的风险，从而促使GP始终保持高温，有利于天然气点火，温度点火延迟（ignition delay by temperature， IDT）时间小于单开口防护罩。高温可以有效促进天然气点火，在GP温度超过1 400 K时，天然气点火可以忽略防护罩开口设计，单开口防护罩表现出与多开口防护罩一样优异的点火性能（点火时间约为0.3 ms），但也带来了GP使用寿命缩短的风险。

摘要：
探究了燃用100%加氢酯和脂肪酸途径生产的可持续航空燃料（hydro-processed esters and fatty acids-sustainable aviation fuel， HEFA-SAF）和常规航空煤油RP-3的航空活塞发动机排放的碳烟颗粒的微观特性。发动机设计负荷包括慢车、巡航和起飞。结果表明：HEFA-SAF碳烟聚集体在起飞工况下具有较大的碳氧质量比（记为C/O比），而RP-3碳烟聚集体在慢车工况下具有较大的C/O比。两种航空燃料衍生的碳烟颗粒的初级颗粒平均粒径均随发动机负荷的升高而增大，但在所有工况下HEFA-SAF碳烟颗粒的平均粒径均小于RP-3碳烟颗粒。从低负荷升至高负荷时，两种航空燃料衍生的碳烟颗粒内部纳米结构反应性均有所降低。在慢车工况下RP-3碳烟颗粒反应性较小，而在起飞工况下HEFA-SAF碳烟颗粒反应性更小。研究结果揭示了C/O比、内部纳米结构、碳烟颗粒石墨化程度和发动机负荷之间密切相关，而燃料成分对这些参数具有非单调性影响，这可归因于燃料–空气混合和燃料热解动力学之间的动力学时间尺度竞争。

摘要：
通过试验与数值模拟相结合的方法，系统探究了液氨在高温（690~1 100 K）和高压（1.0~4.0 MPa）条件下的喷雾特性，旨在构建精准的液氨喷雾预测模型。试验采用高速阴影摄影技术，捕捉喷雾的动态过程；数值模拟则基于拉格朗日–欧拉耦合方法，重点分析了喷雾的速度场、索特平均直径（Sauter mean diameter， SMD）和概率密度分布函数（probability density function， PDF）等关键参数。研究结果表明，随着环境压力升高，喷雾的轴向扩展减弱，径向扩展增强，喷雾贯穿距缩短，尖端速度降低，锥角增大（最大增幅达86.13%）；环境温度升高可显著促进喷雾的蒸发和扩散效果，但对喷雾贯穿距和锥角的影响不显著。试验发现，在环境温度690 K、环境压力1.0 MPa的情况下，由于氨处于闪沸状态，喷雾显著膨胀，锥角变大。此外，喷雾的速度场和液滴分布对压力变化高度敏感，随着压力增加，SMD显著减小（最大降幅达42.83%），PDF向小液滴偏移，提升了雾化效果。研究验证了所建立模型在液氨喷雾预测中的可靠性。

摘要：
为深入研究空气辅助喷射系统内外喷雾过程及气液相互作用引起的雾化机制，基于欧拉–拉格朗日法建立了包括完整空气辅助喷油器和定容环境体的数值模型，并提出了更精确且通用的喷雾模型设置。喷雾过程分为油气混合阶段和混合物喷射阶段。研究定性分析了油气混合阶段中燃油射流的表面破碎过程及液滴与壁面的反弹、飞溅和黏滞行为，明确混合腔设计在气液混合效率与进气稳定性中的关键作用。混合物喷射阶段的结果表明，定容环境体内液滴平均直径约为6 μm，拉瓦尔喷嘴出口处存在部分平均直径为20~30 μm的液滴。此外，进一步的雾化机制研究发现，出口区域还存在少量平均直径大于50 μm的液滴，且这些液滴来源于外壁面上油膜的分离。研究还揭示了涡环的形成机制：近场涡环由拉瓦尔喷嘴的几何形状决定，而远场涡环则由高速空气通过黏性力扰动静止环境氮气产生。最后，通过对空气辅助喷油器各壁面油膜质量变化的分析发现，上内壁面存在大量难以剥离的油膜，这可能导致冷起动过程中燃油积聚问题。

摘要：
基于双级轴向旋流燃烧室燃用柴油试验工况进行了模拟仿真，讨论了主燃孔参数对旋流燃烧室流场和燃烧特性的影响。结果表明：当主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离较大时，燃烧室中心回流区面积增大，而改变主燃孔直径对回流区影响较小；当主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离较小时，燃烧效率明显降低，最低值低于90%，主燃孔直径改变对燃烧效率影响较小。在靠近燃烧室出口平面上，出口温度分布系数受主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离影响较小，受主燃孔直径影响较大，最小值为0.423。

摘要：
为解决氨气点火极限范围窄和层流火焰传播速度慢的问题，开发了一种高压纳秒脉冲等离子体电源，以实现高压条件下的持续放电及氨气点火。设计和制作了一种可直接用于发动机缸内的介质阻挡放电（dielectric barrier discharge， DBD）火花塞。试验结果表明，该电源在0.7 MPa环境下成功实现了氨气点火。与传统火花塞对比研究发现，DBD火花塞的点火延迟时间和峰值压力到达时间显著缩短，且燃烧峰值压力更高。在0.7 MPa初始压力下，当量比为0.9时，燃烧峰值压力时间缩短19.7％，燃烧峰值压力提升12.18％。

摘要：
基于一种利用废气余热实现部分燃料预裂解的氨发动机系统，建立了氨裂解器仿真模型，以此仿真模型预测的氨转化率为基础对一台预燃室射流点火的大缸径船用气体机进行了数值仿真，研究了燃料裂解比例对预燃室式氨发动机燃烧及其温室气体排放的影响，并对发动机性能不佳但裂解器氨转化率稳定的低裂解比例方案辅以富氧措施，探究了富氧条件对氨发动机性能的影响。研究发现，裂解比例和氧气比例的提高均有助于增强燃料混合气的燃烧，在7.5%裂解比例下发动机指示热效率达到48.98%，N₂O排放降至0.39 g/（kW·h），而通过将氧气体积比提高至27%（2.5%裂解比例）也可以达到相近的发动机性能。但NO_x排放的明显上升可能会限制通过进一步提高裂解比例和氧气比例来获得更好的发动机性能。此外，通过全生命周期温室气体排放估计，在10%裂解比例方案下最多可减少约64.2%的温室气体排放。

摘要：
设计了一种阴极出口可变结构的空冷型质子交换膜燃料电池（proton exchange membrane fuel cell， PEMFC） 模型，其具有单独的冷却流道，阴极出口的面积是可变的，在增强冷却效果的同时可有效调节电池内部的水平衡。为了突出出口可变结构的特点，同时计算了原始结构和出口可变结构的单电池模型。在0.6 V的输出电压下，出口可变结构模型的平均温度相比原始结构模型降低6 ℃，平均水含量相比原始结构模型增加了0.78。在负载电流密度为1.046 A/cm²时，出口可变结构模型的功率密度相比原始结构模型提高了2.20%。并且在高温干燥环境下，挡板高度为1.1 mm的出口可变结构模型其功率密度比挡板高度为0.3 mm的模型高出了2.30%。结果表明，出口可变结构可以通过改善电池的冷却性能和保水性能来提高电池性能，并且在复杂环境下具有更好的环境适应性。

摘要：
为提升车用柴油机螺旋进气道的性能，通过灰色关联分析，系统研究了螺旋室高度、气道偏心距及气道偏转角对气道性能的影响规律。研究结果表明，气道结构参数按照对涡流比和进气量的影响权重由高到低排序依次为螺旋室高度、气道偏心距、气道偏转角。当螺旋室高度为5.04 mm而气道偏心距为2.82 mm时，涡流比达到最大值2.102。当螺旋室高度为5.04 mm，气道偏转角为-5.2°时，进气量达到最大值0.715 g。通过多项式逼近算法，建立了涡流比模型和进气量模型。这两个模型在预测精度和拟合度方面表现优异，涡流比与进气量的均方根误差分别为0.04和0.05，拟合优度分别为0.95和0.93。

摘要：
基于Isight优化平台搭建了针对轴流压气机进气蜗壳的气动优化系统，该系统包括参数化建模、网格划分、数值模拟计算及后处理等过程。对进气蜗壳参数化后，采用最优拉丁超立方抽样获得空间上均匀分布的样本点，以总压损失系数和出口面速度不均匀度为目标函数，通过数值计算求出各样本点的目标函数值，建立椭圆基函数（elliptic basis function， EBF）神经网络代理模型，再使用第二代带精英策略的非支配排序的遗传算法（non-dominated sorting genetic algorithm Ⅱ， NSGA-Ⅱ）寻求目标函数的最优化。在Pareto前沿上选取三个优化结果M1、M2和M3并与原始模型比较，计算结果表明：M1、M2和M3的总压损失减小，出口速度不均匀度降低，二次流得到遏制。优化造型耦合导流器后，蜗壳的总压损失进一步减小，出口流场更加均匀，蜗壳气动性能得到进一步提升。

摘要：
为提升复合翼物流运输无人机的垂直飞行性能并延长悬停续航时间，提出了一种混合动力复合翼无人机的整体布局和动力推进系统设计方法，并成功开发出工程样机及适配地面台架。根据具体任务需求，设计了串联直驱式混合动力系统结构，并制定了功率输出模式。在考虑机翼载荷和推重比等结构约束条件下，给出了固定翼模式起飞质量和机翼尺寸的估算方法，并利用Profili软件选择了适用于低速飞行的USA-35B翼型；同时探讨旋翼和变距推进桨的选型方法，并通过地面试验台获得最优巡航桨叶角。通过仿真试验与地面测试验证了动力系统、电气传动系统及机械结构的可行性。经过样机试飞验证，所设计的复合翼无人机实现24 min悬停，在垂直飞行性能方面较业界平均水平有显著提高。

摘要：
使用自研节点型非结构计算流体力学软件AENS对气膜冷却进行数值模拟研究。针对边界层网格、近孔区网格对气膜冷却仿真的精度影响及不同吹风比下异型孔气膜的冷却效率差异，选用标准单孔气膜冷却模型，在不同吹风比下对不同边界层网格、近孔区网格及圆柱孔、扇形孔和簸箕孔3种孔型的气膜冷却效率进行对比研究。研究结果表明：第一层网格高度对计算结果的影响不显著；近孔区网格在吹风比较低的工况下对计算结果影响较大，近孔区使用O型网格块嵌套O型网格块的方法生成的网格计算效果更好；吹风比较大的工况下，扇形孔和簸箕孔与圆柱孔相比对近孔区的气膜冷却性能提升更为显著。对GE-E3高压涡轮带气膜导叶模型展开计算，证明自研软件具备计算带复杂冷却结构的工程算例的能力，验证了自研软件的实用性和准确性。

摘要：
针对天然气点火延迟时间较长问题，开展了电热塞（glow plug， GP）辅助下天然气点火特性数值模拟研究。结果表明GP可以有效促进天然气点火，引燃的火焰快速从GP防护罩圆形开口和底端开口向燃烧室内部蔓延。其中，菱形多开口防护罩更有利于火焰传播，点火延迟差（ignition delay difference， IDD）最小。方形多开口防护罩避免了天然气射流直接撞击GP表面并冷却GP的风险，从而促使GP始终保持高温，有利于天然气点火，温度点火延迟（ignition delay by temperature， IDT）时间小于单开口防护罩。高温可以有效促进天然气点火，在GP温度超过1 400 K时，天然气点火可以忽略防护罩开口设计，单开口防护罩表现出与多开口防护罩一样优异的点火性能（点火时间约为0.3 ms），但也带来了GP使用寿命缩短的风险。

摘要：
探究了燃用100%加氢酯和脂肪酸途径生产的可持续航空燃料（hydro-processed esters and fatty acids-sustainable aviation fuel， HEFA-SAF）和常规航空煤油RP-3的航空活塞发动机排放的碳烟颗粒的微观特性。发动机设计负荷包括慢车、巡航和起飞。结果表明：HEFA-SAF碳烟聚集体在起飞工况下具有较大的碳氧质量比（记为C/O比），而RP-3碳烟聚集体在慢车工况下具有较大的C/O比。两种航空燃料衍生的碳烟颗粒的初级颗粒平均粒径均随发动机负荷的升高而增大，但在所有工况下HEFA-SAF碳烟颗粒的平均粒径均小于RP-3碳烟颗粒。从低负荷升至高负荷时，两种航空燃料衍生的碳烟颗粒内部纳米结构反应性均有所降低。在慢车工况下RP-3碳烟颗粒反应性较小，而在起飞工况下HEFA-SAF碳烟颗粒反应性更小。研究结果揭示了C/O比、内部纳米结构、碳烟颗粒石墨化程度和发动机负荷之间密切相关，而燃料成分对这些参数具有非单调性影响，这可归因于燃料–空气混合和燃料热解动力学之间的动力学时间尺度竞争。

摘要：
通过试验与数值模拟相结合的方法，系统探究了液氨在高温（690~1 100 K）和高压（1.0~4.0 MPa）条件下的喷雾特性，旨在构建精准的液氨喷雾预测模型。试验采用高速阴影摄影技术，捕捉喷雾的动态过程；数值模拟则基于拉格朗日–欧拉耦合方法，重点分析了喷雾的速度场、索特平均直径（Sauter mean diameter， SMD）和概率密度分布函数（probability density function， PDF）等关键参数。研究结果表明，随着环境压力升高，喷雾的轴向扩展减弱，径向扩展增强，喷雾贯穿距缩短，尖端速度降低，锥角增大（最大增幅达86.13%）；环境温度升高可显著促进喷雾的蒸发和扩散效果，但对喷雾贯穿距和锥角的影响不显著。试验发现，在环境温度690 K、环境压力1.0 MPa的情况下，由于氨处于闪沸状态，喷雾显著膨胀，锥角变大。此外，喷雾的速度场和液滴分布对压力变化高度敏感，随着压力增加，SMD显著减小（最大降幅达42.83%），PDF向小液滴偏移，提升了雾化效果。研究验证了所建立模型在液氨喷雾预测中的可靠性。

摘要：
为深入研究空气辅助喷射系统内外喷雾过程及气液相互作用引起的雾化机制，基于欧拉–拉格朗日法建立了包括完整空气辅助喷油器和定容环境体的数值模型，并提出了更精确且通用的喷雾模型设置。喷雾过程分为油气混合阶段和混合物喷射阶段。研究定性分析了油气混合阶段中燃油射流的表面破碎过程及液滴与壁面的反弹、飞溅和黏滞行为，明确混合腔设计在气液混合效率与进气稳定性中的关键作用。混合物喷射阶段的结果表明，定容环境体内液滴平均直径约为6 μm，拉瓦尔喷嘴出口处存在部分平均直径为20~30 μm的液滴。此外，进一步的雾化机制研究发现，出口区域还存在少量平均直径大于50 μm的液滴，且这些液滴来源于外壁面上油膜的分离。研究还揭示了涡环的形成机制：近场涡环由拉瓦尔喷嘴的几何形状决定，而远场涡环则由高速空气通过黏性力扰动静止环境氮气产生。最后，通过对空气辅助喷油器各壁面油膜质量变化的分析发现，上内壁面存在大量难以剥离的油膜，这可能导致冷起动过程中燃油积聚问题。

摘要：
基于双级轴向旋流燃烧室燃用柴油试验工况进行了模拟仿真，讨论了主燃孔参数对旋流燃烧室流场和燃烧特性的影响。结果表明：当主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离较大时，燃烧室中心回流区面积增大，而改变主燃孔直径对回流区影响较小；当主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离较小时，燃烧效率明显降低，最低值低于90%，主燃孔直径改变对燃烧效率影响较小。在靠近燃烧室出口平面上，出口温度分布系数受主燃孔中心轴线与燃烧室入口距离影响较小，受主燃孔直径影响较大，最小值为0.423。

摘要：
为解决氨气点火极限范围窄和层流火焰传播速度慢的问题，开发了一种高压纳秒脉冲等离子体电源，以实现高压条件下的持续放电及氨气点火。设计和制作了一种可直接用于发动机缸内的介质阻挡放电（dielectric barrier discharge， DBD）火花塞。试验结果表明，该电源在0.7 MPa环境下成功实现了氨气点火。与传统火花塞对比研究发现，DBD火花塞的点火延迟时间和峰值压力到达时间显著缩短，且燃烧峰值压力更高。在0.7 MPa初始压力下，当量比为0.9时，燃烧峰值压力时间缩短19.7％，燃烧峰值压力提升12.18％。

摘要：
基于一种利用废气余热实现部分燃料预裂解的氨发动机系统，建立了氨裂解器仿真模型，以此仿真模型预测的氨转化率为基础对一台预燃室射流点火的大缸径船用气体机进行了数值仿真，研究了燃料裂解比例对预燃室式氨发动机燃烧及其温室气体排放的影响，并对发动机性能不佳但裂解器氨转化率稳定的低裂解比例方案辅以富氧措施，探究了富氧条件对氨发动机性能的影响。研究发现，裂解比例和氧气比例的提高均有助于增强燃料混合气的燃烧，在7.5%裂解比例下发动机指示热效率达到48.98%，N₂O排放降至0.39 g/（kW·h），而通过将氧气体积比提高至27%（2.5%裂解比例）也可以达到相近的发动机性能。但NO_x排放的明显上升可能会限制通过进一步提高裂解比例和氧气比例来获得更好的发动机性能。此外，通过全生命周期温室气体排放估计，在10%裂解比例方案下最多可减少约64.2%的温室气体排放。

摘要：
设计了一种阴极出口可变结构的空冷型质子交换膜燃料电池（proton exchange membrane fuel cell， PEMFC） 模型，其具有单独的冷却流道，阴极出口的面积是可变的，在增强冷却效果的同时可有效调节电池内部的水平衡。为了突出出口可变结构的特点，同时计算了原始结构和出口可变结构的单电池模型。在0.6 V的输出电压下，出口可变结构模型的平均温度相比原始结构模型降低6 ℃，平均水含量相比原始结构模型增加了0.78。在负载电流密度为1.046 A/cm²时，出口可变结构模型的功率密度相比原始结构模型提高了2.20%。并且在高温干燥环境下，挡板高度为1.1 mm的出口可变结构模型其功率密度比挡板高度为0.3 mm的模型高出了2.30%。结果表明，出口可变结构可以通过改善电池的冷却性能和保水性能来提高电池性能，并且在复杂环境下具有更好的环境适应性。

摘要：
为提升车用柴油机螺旋进气道的性能，通过灰色关联分析，系统研究了螺旋室高度、气道偏心距及气道偏转角对气道性能的影响规律。研究结果表明，气道结构参数按照对涡流比和进气量的影响权重由高到低排序依次为螺旋室高度、气道偏心距、气道偏转角。当螺旋室高度为5.04 mm而气道偏心距为2.82 mm时，涡流比达到最大值2.102。当螺旋室高度为5.04 mm，气道偏转角为-5.2°时，进气量达到最大值0.715 g。通过多项式逼近算法，建立了涡流比模型和进气量模型。这两个模型在预测精度和拟合度方面表现优异，涡流比与进气量的均方根误差分别为0.04和0.05，拟合优度分别为0.95和0.93。

摘要：
基于Isight优化平台搭建了针对轴流压气机进气蜗壳的气动优化系统，该系统包括参数化建模、网格划分、数值模拟计算及后处理等过程。对进气蜗壳参数化后，采用最优拉丁超立方抽样获得空间上均匀分布的样本点，以总压损失系数和出口面速度不均匀度为目标函数，通过数值计算求出各样本点的目标函数值，建立椭圆基函数（elliptic basis function， EBF）神经网络代理模型，再使用第二代带精英策略的非支配排序的遗传算法（non-dominated sorting genetic algorithm Ⅱ， NSGA-Ⅱ）寻求目标函数的最优化。在Pareto前沿上选取三个优化结果M1、M2和M3并与原始模型比较，计算结果表明：M1、M2和M3的总压损失减小，出口速度不均匀度降低，二次流得到遏制。优化造型耦合导流器后，蜗壳的总压损失进一步减小，出口流场更加均匀，蜗壳气动性能得到进一步提升。

摘要：
为提升复合翼物流运输无人机的垂直飞行性能并延长悬停续航时间，提出了一种混合动力复合翼无人机的整体布局和动力推进系统设计方法，并成功开发出工程样机及适配地面台架。根据具体任务需求，设计了串联直驱式混合动力系统结构，并制定了功率输出模式。在考虑机翼载荷和推重比等结构约束条件下，给出了固定翼模式起飞质量和机翼尺寸的估算方法，并利用Profili软件选择了适用于低速飞行的USA-35B翼型；同时探讨旋翼和变距推进桨的选型方法，并通过地面试验台获得最优巡航桨叶角。通过仿真试验与地面测试验证了动力系统、电气传动系统及机械结构的可行性。经过样机试飞验证，所设计的复合翼无人机实现24 min悬停，在垂直飞行性能方面较业界平均水平有显著提高。

摘要：
使用自研节点型非结构计算流体力学软件AENS对气膜冷却进行数值模拟研究。针对边界层网格、近孔区网格对气膜冷却仿真的精度影响及不同吹风比下异型孔气膜的冷却效率差异，选用标准单孔气膜冷却模型，在不同吹风比下对不同边界层网格、近孔区网格及圆柱孔、扇形孔和簸箕孔3种孔型的气膜冷却效率进行对比研究。研究结果表明：第一层网格高度对计算结果的影响不显著；近孔区网格在吹风比较低的工况下对计算结果影响较大，近孔区使用O型网格块嵌套O型网格块的方法生成的网格计算效果更好；吹风比较大的工况下，扇形孔和簸箕孔与圆柱孔相比对近孔区的气膜冷却性能提升更为显著。对GE-E3高压涡轮带气膜导叶模型展开计算，证明自研软件具备计算带复杂冷却结构的工程算例的能力，验证了自研软件的实用性和准确性。