三维效应对轴流压气机气动稳定性的影响

轴流压气机的气动稳定性模型,最初为一维模型,仅适用于描述喘振发作.对于旋转失速发作,在公开文献中有一些二维模型发表.本文提出了一类考虑压气机径向扰动对失速影响的新的气动稳定性模型.计算结果表明压气机的轴向扰动往往随着径向扰动的产生,径向扰动的强度影响压气机的气动稳定性,在叶尖还是叶根首先产生失速与压气机基元叶栅特性密切相关.本文对轴流压气机二维和三维气动稳定性模型的计算结果进行了对比分析.     

均匀和畸变进气条件下轴流压气机失速分析

利用逐叶排的非线性模型,模拟了单转子压气机在均匀进气条件下失速的形成和发展过程,对失速特征参数的预测结果与试验结果基本相符.模拟了周向稳态总压进气畸变对单级轴流压气机失速特征的影响,畸变进气对压气机的失速特征参数影响不显著,但是畸变流场与失速流场的耦合作用激发轴向气流振荡增强,使压气机呈现出轴向与周向气流振荡两种失稳模态,它们的相互作用对压气机失稳具有重要影响.     

大气紊流下飞艇动力学建模与姿态控制

大气紊流是影响高空飞艇水平面内运动的重要原因,紊流扰动对飞艇的安全性能和定点悬停有严重影响,能否克服扰动,直接决定飞艇的载荷能力和续航时间.根据高空大气紊流的特点以及紊流风速对飞艇姿态调整的影响建立风场的传递函数模型,根据风速三角形关系建立扰动下的飞艇水平面内动力学模型,利用内模控制原理设计出内模控制器,将扰动信号反馈到系统的输入端,从而对扰动进行直接控制.仿真结果表明所设计的控制器可以有效抑制大气紊流对飞艇飞行性能的影响.     

Von Karman模型三维大气紊流仿真理论与方法

基于三维紊流场相关函数矩阵,用蒙特卡罗法仿真生成Von Karman模型三维空间大气紊流场,实现了对复杂的Von Karman模型的精确推导和应用,仿真流场的相关特性在理论上可以任意逼近Von Karman理论模型.通过提高白噪声序列的白化程度及优化蒙特卡罗算法的方法提高了仿真精度和效率.数值仿真结果证明:所生成的空间大气紊流场符合模型特性,具有较好的统计特性和仿真精度,满足实时飞行仿真对紊流场数据的要求.     

压气机叶栅中的二次流动

二次流动对压气机叶片排出口气流角和损失影响大,压气机性能的进一步改善,将取决于对二次流动的妥善处理。本文介绍热线风速仪测量叶栅出口速度和气流角沿叶高的变化,配合流动显示,研究叶栅二次流动的物理图画。实验结果表明,叶栅出口截面附近,由于二次流的作用,端壁附面层是三维的,沿叶高速度分布有某些特点,与二维紊流速度分布大不相同。本文结果与Johnston[2]三角形模型差得远,而与文献[3]基本相同。     

2D约束Delaunay剖分生成表面模型的表面网格

提出一种生成表面模型的表面非结构化网格的方法.该方法仅假定表面模型的每个面片在取定适当的投影平面时可看成是一个单值函数.对表面模型的每个面片,首先在其相应的投影面上进行二维约束Delaunay剖分,然后对网格顶点进行插值.由于采用联动剖分的策略使得单独生成的各个表面网格在共同边界处匹配.与通常的生成表面网格的网格前沿法相比,本方法无需预先对域的边界进行离散,边界的离散体现在约束Delaunay剖分中恢复限定线段的边界细分过程中,减少了用户干预.通过合理地指定2D约束Delaunay三角化时网格单元尺寸分布函数,可以有效控制表面网格对表面模型的逼近精度和实现自适应的表面网格.实验结果证明了本算法的有效性.     

弹性飞机平衡的阵风外载荷计算与分析

连续紊流是适航规范中阵风载荷分析必须考虑的一种阵风模型,但其引起的阵风载荷在飞机结构设计中的应用一直存在困难.在平稳随机过程的假设下,基于von Karman连续紊流功率谱模型和线性系统连续紊流响应的功率谱方法,使用载荷累加法获得外载荷形式的阵风载荷.在此基础上,通过引入载荷响应的相关性推导并建立了一种生成多组连续紊流平衡外载荷分布的方法.垂向连续紊流情况下的算例结果表明:连续紊流外载荷分布是全机平衡的.平衡的外载荷分布可通过机动飞行载荷分析中的载荷包线方法识别载荷设计情况,从而应用于飞机结构的强度分析与设计.     

基于策略的网格应用服务QoS管理模型

R.Al-Ali提出了一个基于网格的服务质量(QoS)管理框架模型,该模型将网格QoS问题划分为应用层QoS、网格中间层QoS以及网络层QoS,并重点对应用层的QoS表示和优化等问题进行了研究.目前关于网格QoS方面的大多数研究都集在对应用层如何扩充WSDL文档以实现服务等级协商(SLA)的表示等问题上.对于如何将应用层所需要的QoS与网络传输层的QoS机制模型结合起来以适合于网格计算的研究还是相当少,为此提出了一种基于策略的网格QoS管理模型,该模型既能够屏蔽由于网格应用服务使用不同的QoS级别带来的映射差别,也能够屏蔽由于跨越不同组织所采用不同QoS机制模型带来的映射差别.当组织的QoS机制模型采用差分模型(DiffServ)时,对所提出的模型进行了初步仿真,仿真结果表明可以将这一策略模型集成到开放网格服务体系(OGSA)中实现对网格应用服务的QoS管理.     

航空母舰尾流数值仿真研究

为研究舰载飞机进舰着舰过程中航空母舰尾流的影响,选取了一个尾流模型在微机的MATLAB环境中模拟其速度的空间分布.根据成因将紊流分为4个组成部分:自由紊流分量的功率谱用成形滤波器法模拟,稳态分量通过线性插值得到,周期性分量可直接计算得到,而航母诱导的随机紊流分量则通过MATLAB的SIMULINK工具包模拟.模拟表明周期性分量占主导地位.此模型需要实验数据和船上实测数据进一步确认.     

粘性流体换热问题用直角坐标网格的贴体解法

采用直角坐标网格但通过在边界附近保留不规则控制体的非结构化直角坐标网格方法求解粘性不可压流体流动和换热问题.在边界附近切割单元的求解采用常规的方法处理,而不采用插值方法处理,并在同位网格上对控制方程组进行离散.因而该算法是贴体的,并可适用于解决复杂边界流动换热问题.通过对同轴环行空间和二维倾斜空腔内的对流换热问题的计算对该数值方法在传热问题中的应用进行验证.对比结果表明,计算结果与精确解和STAR-CD的结果在一定Re数和网格数时是很接近的,可以满足一定的精度要求,说明该数值计算方法可用于传热问题.      

多块网格计算跨音压气机带叶尖间隙流场

开发了三维数值模拟程序研究轴流跨音转子叶尖间隙流动,应用高雷诺数k-ε湍流模型加壁面函数的方法,计算了轴流跨音转子NASA Rotor37在设计转速下的流场.叶尖间隙采用分区的H型网格和主流区连续对接耦合计算,没有用间隙模型,也没有考虑Vena收缩效应而减小间隙量.在用有限体积法对Navier-Stokes方程和湍流方程进行空间离散的过程中采用了交错网格的方法将N-S方程与湍流方程紧密地耦合在一起,从而提高了计算精度.计算结果和实验数据进行了详细的比较和分析.结果表明,中部叶展具有与实验结果非常一致的流场特征,根、尖区流场则因涡粘假设和激波问题的存在而使流动细节与实验结果略有偏差.     

大攻角状态压气机分离流及叶片动力响应特性

为研究大攻角状态压气机转子内部分离区的脱落和传播过程及转子叶片对其动力响应问题,对某跨声速压气机级进行了非定常数值模拟和双向迭代流固耦合数值模拟。研究结果表明,在近失速状态,转子叶片通道内会周期性地发生2次叶背分离区的脱落和传播现象。第1个分离区主要表现出轴向传播特性,其会对下游流场产生影响;第2个分离区主要表现出周向传播特性,其会作用于周向相邻的转子叶片,对转子叶排自身产生激励作用,进而影响叶片表面压力分布,引起叶片较强的动力响应,对叶片结构强度的影响不可忽略。非定常/流固耦合计算手段能够较全面地预测流场中激励源的频率、幅值与位置等,在压气机设计阶段应对此类预测工作予以重视,以期更准确地预测叶片共振及动力响应等问题。     

固体火箭发动机燃烧室三维流动数值计算

采用k-ε双方程湍流模型,以SIMPLE计算程式求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流N-S方程.在建立翼柱型装药简化模型的基础上采用边界标志法来表达燃面推移,采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法求出了多个时间步的非稳态流场结构.计算结果表明燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布,周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡.      

基于波导缝隙天线的TEM室频率扩展方法

为突破实际测试当中的局限,研究了横电磁波传输（TEM）室频率范围的扩展方法。运用电磁场与微波技术相关原理,通过分析TEM室壳体开缝对高次模的影响,利用壳体表面电流分布变化规律和波导缝隙天线原理重新解释了开缝对高次模的抑制作用,进而提出了一种TEM室壳体表面开缝的设计方法。通过电磁场数值仿真,验证了抑制高次模工程方法的有效性,并对其控制参数和约束条件的准确性进行了分析评估;通过加工实物并进行实测,进一步验证了新方法的效果。仿真与测试结果表明,开缝抑制高次模的工程方法能够在不减小测试空间与影响主模传输的前提下,将测试带宽扩展了42.9%。      

轴流压气机尾流撞击效应机理的数值模拟

通过精确给定转子进口边界条件,以模拟上游静子尾迹对转子流场的影响,这样利用单排的计算结果模拟转/静干涉引起的非定常流动对流场气动参数的影响,因为相邻叶片排的叶片数不同,从而避免传统方法中常用的叶片数约化存在的难以正确模拟非定常激励频率的问题,对计算时间和计算能力的要求也可减少.针对一个低速转子的数值模拟结果显示,如果能合理地组织来流尾迹的扫过频率和尾迹亏损的幅度,对转子气动性能的改善是很显著的,从而为风扇/压气机中控制和利用非定常流动提供了一个可行的方向.     

某涡喷发动机数值建模与改型设计

基于面向对象的部件级航空发动机性能计算模块,构建了某无人机用小型涡轮喷气式发动机的稳态性能计算模型,并根据该发动机原始性能实验数据,对构建的计算模型进行了可信度校核.在模型校核的基础上,为提高该发动机在不同任务载荷下的功能适用性,利用部件匹配技术对该涡轮喷气式发动机提出了可行性改型设计方案.计算结果表明,在维持该涡喷发动机离心压气机工作线不变,同时保证热强度和结构强度可靠性的条件下,改进组合压气机中的轴流级压气机,可以使该发动机推力有较大提高,耗油率得到有效降低.      

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响，优化设计了旋流畸变网以模拟旋流，利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应，获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大，但会导致压气机效率下降，稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速，压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%，在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角，导致气流叶背分离、叶片通道堵塞，最终导致压气机失稳。      

高超声速气动热数值计算壁面网格准则

首先对高超声速气动热数值模拟中的3种壁面法向网格准则(平均自由程(MFP)、自由来流参数网格雷诺数和壁面参数网格雷诺数准则)进行了分析.随后,提出了壁面参数预估方法,使得壁面参数网格雷诺数和MFP两种准则无需进行试算即可直接预估壁面法向网格尺度.其次,运用提出的壁面参数预估方法结合不同网格准则,在同一实验条件下确定多个壁面法向网格尺度,通过与实验数据对比研究各网格准则确定的壁面法向网格尺度是否满足热环境模拟精度要求,并对提出的壁面参数预估方法进行验证.最后,开展了高超声速二维完全气体及真实气体效应算例、三维钝双锥算例的数值模拟.研究表明,壁面参数预估方法是可靠的;自由来流参数网格雷诺数准则随来流静温变化所确定的网格尺度变化趋势与物理推理相悖;基于壁面参数网格雷诺数和MFP两种准则主要受壁面温度影响,其在同一条件下所确定的网格尺度基本一致,并满足热环境模拟的精度要求.