飞机表面薄膜减阻技术的发展

阐述了国内外飞机表面薄膜减阻技术的发展和应用情况,提出了我国在薄膜减阻技术研究中应继续开展的主要工作。     

封闭腔内旋转圆盘阻力扭矩特性和微沟槽减阻研究

为了研究旋转圆盘的微沟槽减阻的作用机理,结合离心泵圆盘减阻问题,采用数值模拟的方法对封闭腔体中旋转圆盘的流场进行了仿真计算,并对微沟槽减阻的效果和作用机理进行了分析。计算结果显示,较小的法向间隙和微沟槽都能够起到减阻作用,最大减阻率为13.1%。对壁面参数和流场结构的分析表明,产生减阻效应的原因是法向间隙和微沟槽改变了局部涡的结构和位置,从而改变了湍流强度和壁面旋转剪切应力分布,导致圆盘受到的扭矩减小。研究结果展示了旋转条件下微沟槽减阻效应的作用机理,支持了微沟槽结构在离心泵等旋转机械中提高性能和降低能耗的应用。     

叶片表面减阻织构设计综述

本文从叶片结构优化与叶片表面织构方面分析了减阻设计技术的研究现状,讨论了仿生减阻织构及其在民用透平机械中叶片表面设计的织构减阻机理;针对广泛应用的典型脊状表面织构,分析了脊状表面织构的设计、试验验证和数值模拟方法,探讨了航空发动机叶片表面应用减阻织构设计的可行性,并分析了微织构加工的研究现状及采用超声椭圆振动辅助叶片铣削和微织构加工的方法。     

微吹气对湍流平板边界层流动特性的影响及其减阻机理

微吹气技术能够改变平板湍流流场结构,减小平板表面的摩擦阻力。采用直接数值模拟方法,计算了来流马赫数0.7条件下,流场流过光滑平板和NASA-PN2多孔平板表面两种情况,通过对比这两个算例的相关流场特征,验证了微吹气控制减阻的有效性,局部最大减阻率达到了45%,并且由于微吹气控制的"记忆"功能,减阻效果在微吹气流域下游仍会持续一段距离,增加了减阻区域的流向面积。壁湍流摩擦减阻的原因在于近壁区域出现了一个低速的"湍流斑",黏性底层厚度增加,速度型曲线被抬升。但与此同时,边界层内湍流速度脉动也得到了增强。进一步对流向脉动涡演化规律分析,发现微吹气对流向脉动涡发挥着多重作用。在增加流向脉动涡强度的同时,还使得流向涡团向远离壁面抬升,这样减小了流向涡与壁面之间直接作用。此外,微吹射流产生的冲击作用会在流向涡表面留下凹痕,使得流向涡分散成相对小的涡团结构。     

气动减阻表面对平板边界层影响

基于微纳米材料的气动减阻与疏水防冰混合涂层技术,旨在通过先进表面材料的参数化设计,以减缓大型风力机叶片等的气动载荷,提升气动性能。文中通过构建边界层精确测量技术和边界层特征参数辨识方法,结合近壁流动频谱特征,研究分析了一种减阻涂层对有限长平板边界层流动的影响。研究结果表明,减阻表面的微米级结构促使边界层粘性底层形成低雷诺数分离泡和脱体微旋涡。相较于金属固壁表面,气动减阻表面层流边界层在0.1 mm尺度内的微分离泡和微旋涡,对底部流动阻滞起到疏导作用,增强了层流稳定性,从而推迟边界层转捩。通过降低固壁摩擦阻力,进一步降低边界层导致的型阻,使得气动减阻表面流动的总阻力得以减少。     

涂胶减阻

一、引言 60年代初,Kramer的“人造海豚皮”减阻实验之后,1976年Reif和Dinkelacker又注意到鲨鱼皮的纵向微槽可以减阻。这些仿生研究的启示,引起国内外相当一部分科学家来研究减少摩阻的问题。于是,减少摩阻的研究取得了新的进展。这主要表现在,除了基于维持层流边界层来减少摩阻的研究外,又提出了改变边界层内部形态来实现减阻的新概念。基于这个新的概念,提出了不少新的减阻措施。诸如柔顺壁或弹性壁的研     

流体横掠水滴形微针肋热沉流动和传热特性

对传统圆形微针肋进行了优化,设计了3种不同尾角的水滴形微针肋热沉,并以去离子水为工质,实验研究了各热沉流动阻力和传热特性.结果表明:3种尾角针肋中,尾角为60°时减阻效果最好.水滴形针肋的流线型结构可以改善尾部流动分布,推迟流动由层流向过度区流的转变,且尾角越小效果越明显.不同体积流量下,水滴形针肋的最优尾角有所不同.在实验中,雷诺数范围在200～1000内,尾角为60°的水滴形针肋热沉强化换热效果最好.当尾角为30°时,太长的尾部结构受到下一排针肋的影响,造成较大的流动阻力,导致其整体换热效果较差.      

辐射波导加工中的公差控制

本文导出了辐射波导加工中的公差与电压驻波比ρ_0的关系式。定义了公差半径R、控制点M_0及控制量f_0等。并分别就裂缝口面上贴有薄膜与不贴薄膜的辐射波导进行了计算。最后还提出了在微波天线加工及测试中应该重视的问题。     

复杂微通道内对流传热的场协同及熵产

利用场协同和熵产原理研究了针肋宽度、凹穴宽度及雷诺数(Re)对凹穴和针肋组合式微通道内对流传热特性的影响,分析了微结构强化传热的本质原因,并对微通道的综合性能进行了评价。结果表明,增大针肋和凹穴宽度能够显著减小传热协同角,提高流场和温度场的协同程度,有利于强化对流传热,但局部漩涡会使流动协同角减小,增大微通道压降;增大针肋宽度能够提高能量利用效率,从而强化传热,但同时导致流动熵产率增大;适当增大凹穴宽度能够减小传热熵产率,但凹穴宽度过大会导致传热不可逆性和流动摩擦均增大;综合考虑泵功、相对针肋宽度和相对凹穴宽度,提出了预测热阻的经验关联式;当相对针肋宽度为0.2,相对凹穴宽度为2时,微通道的热阻最小,综合性能最好。      

“仿生学”沟槽减阻仿真分析及机理研究

"仿生学"沟槽结构在航空发动机叶片减阻和燃滑油系统减阻等领域有潜在的应用前景。为获得该结构构型参数和雷诺数对减阻效果的影响规律,通过对鲨鱼及海豚表皮特征进行仿生设计了横向和纵向沟槽,利用数值模拟方法对不同沟槽构型在不同雷诺数下的减阻效果开展了对比研究和机理分析。结果表明:横向和纵向沟槽构型减阻率均随雷诺数增大而减小,并且雷诺数影响占主导地位。对于横向沟槽构型,沟槽间距较大的构型沿程阻力占主导,在相对高雷诺数下减阻效果较好;沟槽数量较多的构型局部阻力占主导,在相对低雷诺数下减阻效果较好;无间距构型在相对低雷诺数下减阻效果最好,减阻率约为4.14%。对于纵向沟槽构型,减阻率比横向沟槽的高约1个百分点,雷诺数对减阻效果影响不大。     

弹性环式挤压油膜阻尼器设计因素研究

本文研究了一种新型挤压油膜阻尼器——弹性环式挤压油脱阻尼器（ERSFD）以改善传统挤压油膜阻尼器（SFD）的油膜力特性。通过对ERSFD数学物理模型的求解，研宄了ERSFD油膜力特性，研究表明弹性环的变形能够从动地改善偏心率。从而有效改善刚度非线性。另外，本文也研究了影响油膜力特性的结构参数，为适合于工程应用的ERSFD结构设计奠定了基础。     

金属橡胶外环自适应式挤压油膜阻尼器实验研究

为改善挤压油膜阻尼器(SFD)油膜力高度非线性的不足,提出了一种新型的金属橡胶外环自适应式挤压油膜阻尼器(ASFD/MRR),利用金属橡胶(MR)的弹性变形来调整油膜间隙,与SFD相比,ASFD/MRR能明显抑制双稳态跳跃等非线性振动现象的发生,具有良好的减振性能。      

航空燃气轮机挤压油膜阻尼器油膜温度场的理论分析

油膜温度是挤压油膜阻尼器的一项重要工作参数。本文运用有限元法对挤压油膜阻尼器油膜温度场进行分析,即根据油膜边界条件,联立求解适用于阻尼器的雷诺方程、能量方程、滑油粘温特性方程得到油膜温度分布。文中进一步分析航空发动机阻尼器的工作环境,提出启动阶段,滑油温升由于阻尼减振发热所致;稳态阶段主要由于油膜环向滑油的强迫对流换热,并提出用试凑法来求解稳态滑油工作温度。     

弹性—多孔挤压油膜阻尼支承在发动机上的应用研究

根据某核心机转子支承系统动力特性的理论分析结果,为其设计了弹性支承和多孔质挤压油膜阻尼器（ＰＳＦＤ）,以调整其临界转速并控制振动。将弹性支承和ＰＳＦＤ安装在该核心机上进行试车的结果表明,理论计算与试验结果吻合得很好,临界转速调整到了预期值,阻尼器的减振效果显著。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

某小型边条翼无人飞机的气动参数估算及风洞试验分析

根据自主飞行技术要求,对试验载荷飞机的气动布局进行设计论证。在低雷诺数下,通过风洞试验对所设计的微小型边条翼飞行器进行气动性能的评估,得到有效的气动参数。针对风洞对阻力系数测量偏大的弊端以及在低雷诺数下风洞数据在绝对量值上的不精确,利用前人已有的经验公式与处理方法创新性的对风洞数据进行处理,从小迎角范围中选用一些相对合理的参数,对经验公式及结果进行修正,得到更为合理的控制辨识参数,为无人飞行器提供可靠的参数保障,以实现小型飞机的自主飞行。     

高效多孔环挤压油膜阻尼器的减振特性研究

根据高速旋转机械振动控制发展的需要 ,研究并开发了一种新型阻尼器 ,即高效多孔环挤压油膜阻尼器 ( PSFD)。本文分析了这种阻尼器对刚性转子的稳态和突加不平衡瞬态振动的控振能力及抑制非协调进动的能力、研究了它对柔性转子的减振特性。结果表明这种阻尼器除具有现用挤压油膜阻尼器 ( SFD)的优点外 ,还具有远为优越的控振能力 ,可大大提高转子系统的不平衡量承载能力及工作的可靠性和稳定性。     

基于NURBS和梯度法的飞艇形状优化

采用非一致有理样条曲线(NURBS)作为飞艇外形参数化方法、基于梯度的优化方法、飞艇体积作为约束条件、飞艇的阻力系数作为目标函数的优化流程对平流层流动条件下的飞艇外形进行了优化.阻力系数通过求解二维黏性不可压缩流场获得,阻力不但包含了形状阻力也包括了黏性阻力.优化过程以LOTTE飞艇的形状为初始形状,优化的结果表明优化后飞艇的气动性能明显改善,阻力系数有了比较明显的降低.优化的结果也同时证明了该方法适用于飞艇的优化命题.      

基于瞬态液晶全表面测量技术的圆柱形孔气膜冷却特性研究

采用瞬态液晶测量技术测量了圆柱形孔的冷却特性分布,研究了动量比的影响.结果表明:大动量比下,射流脱离壁面后重新贴回壁面,冷却效率沿流向率逐渐升高,且下游孔间区域的冷却效率较高;小动量比的冷却效率分布规律与此相反.动量比越大,换热增强效果越显著;在上游区域,大动量比射流诱导出的回流涡形成了一个局部强换热区;在下游区域,各个动量比的传热系数比分布比较相似,两孔中间区域的换热强于孔中心线附近区域.      

基于广义Richardson外插方法的阻力预测精度分析

利用计算流体力学(CFD)方法预测阻力是飞行器气动设计中的关键环节。采用广义Richardson外插方法分别对数值方法预测二维简单构型的压差阻力、摩擦阻力和三维复杂构型的总阻力的精度进行了分析。在NACA 0012翼型无黏绕流和平板湍流边界层两个算例中验证了NSAWET程序和广义Richardson外插方法,分别得到数值算法预测压差阻力和摩擦阻力能达到的名义精度。进而模拟三维通用研究模型(CRM)翼身组合体绕流,得到的阻力名义精确值在DPW 5的统计误差带范围之内;综合DPW 5的计算结果来看,不同CFD解算器的结果之间存在一定差别,阻力预测精度总体上不符合二阶。可见,标准Richardson方法采用的二阶精度假设难以普遍适用,有必要采用广义Richardson外插方法得到名义精度。针对不合理的名义精度,采用Roache建议的方法加以限制。广义Richardson外插方法有助于提高误差分析的合理性,可以进一步降低网格对阻力预测的影响。