波瓣强迫混合器掺混及燃烧模型实验

针对一个带中心内锥结构的二元波瓣强迫混合器,在模拟加力燃烧室的实验装置上对其掺混和燃烧性能进行了模型实验研究,并与常规的平行进气混合结构进行对比分析。实验结果表明:波瓣混合器使得内、外涵混合气流沿通道高度方向的总压和总温分布趋于均匀,总压损失略大于常规混合器。在相同的油气比下,波瓣混合器可以使燃烧效率较常规混合器提高约10%,而且对点火和燃烧的稳定起到了明显的改善作用。     

蛇形进气道地面工作状态附面层抽吸试验研究

对一种蛇形进气道开展了地面工作状态下的抽吸试验研究,结果表明,在该状态下进气道出口截面的总压恢复系数较低、流场畸变较大。为此,本文采用附面层抽吸技术对其进行了地面抽吸状态下的流场控制试验研究。研究结果表明:(1)地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,蛇形进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,而稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升,稳态径向畸变指数变化不大。本研究的蛇形进气道在出口马赫数为0.45时,总压恢复系数为0.90,综合畸变指数为13.85%,总压恢复较低,畸变较大,超出了一般航空发动机的承受范围。(2)与原型方案的地面抽吸试验结果相比,采用附面层抽吸技术后,进气道出口截面的总压恢复系数得到了提高。在出口马赫数为0.45,相对抽吸量为0.043时总压恢复系数提高了2.6%。     

导流片对大形状比出口弯曲混合管引射性能影响的数值研究

采用数值模拟方法对波瓣喷管-大形状比出口弯曲混合管引射系统进行了流动分析,重点研究导流片数目(n)和出口角(β)对引射性能的影响。与常规无导流片情形相比,出口导流片改善了混合气流在排气出口附近的均匀性,降低了喷管出口截面二次流流通的静压;引射系数随导流片数的增加呈现单调增大的趋势,在导流片数达到8以后继续增加导流片数量,引射系数变化微弱,相对于无导流片情形引射系数的增幅最大可达20%左右;引射系数随导流片出口角的增加而呈现出先增大后减小的趋势,存在一个相对较优的导流片出口角范围,在出口角度为78°左右时可以获得高的引射系数和总压恢复系数。     

驻涡燃烧室驻涡区三维冷态流动特性数值研究

驻涡燃烧室驻涡区内的流动是影响驻涡燃烧室性能的一个关键因素。首先将数值模拟结果进行与试验测量结果进行对比,确定了最佳的湍流模型,并在此基础上通过数值方法深入研究了驻涡燃烧室驻涡区冷态流动特性。结果发现:通过在驻涡区前壁进气缝中设置一定的矩形挡片可以在驻涡区一定范围内诱发以反向旋转的涡对形式存在的流向涡。对比研究了挡片阻塞比BR(挡片面积与前壁开缝面积之比)分别为0,0.2,0.4时驻涡区内的流动结构,分析了流向涡产生的原因。定量结果表明,当BR=0.2,0.4时,(1)流向涡涡量大小比BR=0时提高了将近100%,BR=0.2对应的流向涡涡量比BR=0.4对应的流向涡涡量略大;(2)在流向涡混合层内,流向涡涡量沿轴向呈先增大后减小的趋势;(3)燃烧室总压损失约比BR=0时大1%。     

空调器室外机轴流风机内部流动的PIV研究

采用粒子图像测速仪PIV,对具有半管道式结构特点的空调器室外机轴流风机内部流场进行了实验研究,并结合实验结果分析了叶片顶部的叶尖涡和叶片出口尾缘涡的流动特性.实验结果显示在轴流风机流道内部叶顶区域存在与叶轮旋转方向相反的叶尖涡结构.叶尖涡产生于叶片前缘叶顶近吸力面侧,在流道内部与主流发生干涉后朝向周向和出口传播并逐渐耗散.叶尖涡涡心轨迹与叶顶弦长方向的夹角为10°,在叶高方向上叶尖涡的径向位置并不固定.与普通管道内部流动不同,叶片顶部与导风罩间的间隙中未捕捉到明显的叶顶泄漏涡现象.叶片出口近尾缘处30%以上叶高明显捕捉到尾缘涡结构,叶片压力面和吸力面侧的径向速度存在明显的方向变化,切向速度在尾迹区增加.     

无人机两侧式布局的S弯进气道设计与实验

根据现役无人机进气道的结构特点,以后置两侧布局的S弯进气道作为研究对象,完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道设计,设计包括中心线、面积变化规律选取以及斜切唇口等;并且对设计模型进行风洞实验研究,得到进气道的速度特性、攻角特性和偏航角特性等.实验结果表明:(1)在大多数实验条件下,进气道具有良好的气动性能,较高的总压恢复(σ＞0.986),较低的畸变指数(DC60＜0.28);(2)大偏航角状态时,背风侧进气道受机身附面层及机身涡的影响比较大,虽总压恢复系数并不低,但畸变指数DC60较大,在使用中需要采取相应的技术措施.     

超声速进气道边界层吸除方案设计及实验

应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带有边界层吸除型式的超声速轴对称进气道,对进气道内流场进行了数值模拟研究,并且进行了风洞实验.研究发现,对进气道中心锥边界层进行合理流量的吸除可以明显提高进气道的总压恢复,增强了进气道的稳定工作的能力.从试验数据可知,在Ma=4.0时,进气道临界总压恢复系数达到了0.43,与不吸除比较,比常规同类进气道的临界总压恢复系数(σ=0.33)提高了约30%.通过对数值模拟结果与风洞实验结果的对比可知,二者能够基本吻合.     

风力机叶尖涡特性及其控制

通过数值模拟研究了风力机叶片尖部尾涡强度和控制方法。在叶片尖部设计了不同倾斜角的漩涡扩散器来控制叶尖涡,分析了风力机叶片尖部漩涡特征和叶片表面压力分布情况。同时,研究了叶尖涡强度随风轮尖速比变化规律。研究结果表明,叶尖涡扩散器能够提高叶尖涡涡核的总压,削弱其漩涡强度。在粘性作用下,风力机尾流漩涡耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度,提高叶片效率。     

波瓣混合结构三维流场数值计算

在贴体曲线坐标系上，采用有限控制体的非交错网格设置，对波瓣混合结构的三维混合流场进行了数值研究。经计算得到了波瓣混合结构气流混合的不同轴向截面上的速度分布，可以看出，由于波瓣尾缘处轴向旋涡的作用，主流和次流形成高效率的对流型混合，其轴向速度分布型面发生了明显的变化，气流间梯度较大的参数分布趋于均匀，这些特征与实验结果是一致的。     

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究.结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制.在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.370%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.240%.     

非轴对称波瓣喷管引射器的特性实验研究

波瓣喷管引射器具有高效的引射掺混特性。非轴对称波瓣喷管引射器的引射特性与轴对称波瓣喷管引射器有所不同。本文对六波瓣的非轴对称喷管引射器进行了一系列的实验，研究了该引射器的引射流量比与主流温度的关系，混合管动量修正系数及其工作特性曲线。最后通过分析得出了与实验数据基本符合的理论工作特性关系式     

圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究

建立了实验装置，对圆排波瓣喷管与８只圆柱混合管相配合，进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外，还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究，得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数ｎ＝０．４。     

壁面冷却的三股混合气流的数值计算

对双层壁扩压器与波瓣喷管组合的三股气流的引射混合进行了流场温度场的数值计算。计算域划分为各子域 ,通过求解拉普拉斯方程 ,分别生成三维贴体曲线坐标网格 ,边界网格加密且波瓣处正交 ,各子域组合成整个网格。为避免因波瓣造成的网格强烈的非正交而引起解的发散 ,本文采用了同位网格 SIMPLEC计算方法和Chen-Kim修正的 k-ε湍流模型。固体区域采用大粘性解决流固耦合 ,还结合了线性欠松弛和拟瞬态欠松弛。结果证明 :双层壁间有外界冷气流被引射进入 ,形成壁面的冷却气流 ,相对单层壁扩压器 ,双层壁扩压器的壁面温度明显降低。对于小扩压角 ( 0～ 5°) ,随着扩压角的增大 ,壁面平均温度降低 ;但当扩压角较大时 ( 5～ 1 0°) ,壁面平均温度则增加     

基于控制分配器的可重构飞行控制系统研究

今天的飞机，使用硬件余度方法无法恢复关键舵面缺损所造成的严重故障。可重构技术利用多舵面的空气动力余度，可以将失效舵面的控制效果分配给别的舵面，消除了故障舵面的影响。本文针对飞机控制舵面／作动器故障，推导出了基于控制分配器概念的可重构飞行控制系统算法，并分析了飞行控制系统结构对飞机气动力余度大小的影响，讨论了重构算法的重构特性。理论分析和仿真验证表明，在控制舵面／作动器产生一定水平故障时，这种方法可以保证飞机满足一定飞行品质的安全飞行。     

空天飞机超燃冲压发动机燃烧室的气动设计

本文首先说明了单级入轨的空天飞机采用超声速燃烧冲压发动机的必要性。采用一维气体流动的关系式分析了超燃冲压发动机燃烧室的性能和气动设计,然后介绍了NASA Langley 研究中心关于超燃冲压发动机燃烧室气动设计研究工作的主要结果,重点介绍了混合、点火和冷却等问题。最后,讨论了超燃冲压发动机燃烧室气动热力学的地面试验技术与计算流体力学方法。根据试验结果与计算结果,分析了典型超燃冲压发动机燃烧室的性能。     

超声速自由旋涡气动窗口的气动光学特性计算与分析

笔者讨论了超声速自由旋涡气动窗口的气动结构,对设计的超声速自由旋涡气动窗口射流流场及超声速自由旋涡气动窗口的光学性能进行了分析研究。研究了自由涡射流对透射激光产生的气动透镜效应,给出了计算结果。     

带分流叶片离心压气机工作轮气动优化设计

将三维Navier—Stokes方程流场计算、网格自动生成、叶轮几何参数化与数值最优化方法相结合,构成了离心压气机工作轮自动优化设计软件。在几何参数化过程中,将叶片型面和子午面流道均作为设计参数,实现了组合优化。设定目标函数时兼顾非设计点性能,实现了在设计转速下整个流量范围内的气动性能优化。采用所研制软件,对带一排分流叶片的离心压气机工作轮进行了优化设计,结果表明优化后的工作轮在压比变化很小的前提下效率有明显提高。     

机器学习数据融合方法在火箭子级栅格舵气动特性建模应用中的比较研究

机器学习数据融合方法可帮助降低飞行器气动数据库建立的成本,加快研制进度,目前已经成为飞行器设计方法领域越来越活跃的研究方向,但其在工程复杂问题方面的应用研究并不充分。将多种常见变可信度数据融合模型应用于运载火箭子级栅格舵落区控制的工程项目,在开展部分工况的风洞试验基础上,结合少量的CFD数值模拟结果,研究相关函数和不同模型预测完整工况气动特性数据的差异性。通过对比加法标度函数修正模型、Co-Kriging模型、分层Kriging模型和多可信度神经网络模型等4种不同的数据融合模型发现:高斯指数相关函数对气动建模问题的适应性更好;Co-Kriging模型对气动数据的内插表现最好;分层Kriging模型对内插的预测精度较高,外插效果不理想;多可信度神经网络模型在外插区域能获得更光滑、合理的预测结果。     

5000m特大跨度悬索桥空气动力稳定性能理论研究

为研究5000m特大跨度悬索桥的三维空气动力稳定性能,首先实现了考虑竖向、侧向和扭转向三自由度自激力和静风荷载的三维全桥全模态颤振分析方法;其次根据风洞试验获得的气动参数对宽开槽和窄开槽两种方案进行了三维颤振性能分析,并与风洞试验和二维颤振分析结果进行了逐项对比,认为二维和三维颤振分析对于5000m悬索桥有可比性;然后实现了特大跨度悬索桥三维三重非线性静风性能分析方法,并对该方案进行研究发现5000m悬索桥的动力失稳先于静力失稳出现,静风稳定性能不控制设计.最终研究结论:从三维分析的角度看,中央开槽达到足够宽度的方案与窄开槽但设稳定板的方案都能给跨度达5000m的悬索桥提供足够高的颤振失稳临界风速,并能满足世界上绝大多数台风区的要求,5000m特大跨度悬索桥的设计由空气动力稳定性能控制.