外涵调节对中介机匣性能影响的试验研究

以涡扇发动机中介机匣为研究对象,采用插入式堵塞调节环作为外涵调节装置,开展了不同外涵堵塞比下中介机匣性能的试验研究,分析了外涵调节对中介机匣进出口总压恢复系数、支板尾迹和涵道比的影响。结果表明:随着外涵流量的降低,外涵气体流动损失与附面层效应所占压力损失比重逐渐减小,而调节环对外涵流场的扰动造成的压力损失所占比重逐渐增加;堵塞调节环对内涵压力分布与压力损失基本无影响;堵塞调节环实现外涵流量与涵道比调节的同时,也改变了外涵压力的径向分布;由于堵塞调节环的影响,支板尾迹无法单纯地反映支板后径向压力的分布;几何涵道比大于0.388时,进口马赫数增大,外涵流量比重减小;几何涵道比小于0.243时,进口马赫数增大,外涵流量比重增大。     

基于气动性能优化的某型发动机外涵机匣结构设计

为减少某型发动机外涵流道内的气流损失,以总压恢复系数较大、制造工艺性较好为优化目标,开展了某型发动机外涵机匣结构设计方案研究.提出了外涵机匣模型简化准则,采用流体计算仿真软件ANSYS Fluent14.0分别从对外涵机匣总压恢复系数有影响的外型轮廓、集线盒外型、半/全长整流罩等3个考核方面进行了数值仿真分析.通过比较计算结果,分别得出了3个考核方面最优的结构方案,分别为平直段-长扩张段-平直段、半圆-叶型、半长整流罩.提出的外涵流道模型简化准则以及优化气动性能选取合理结构的思路为涡扇发动机外涵机匣的设计与分析提供了借鉴和参考.     

变循环发动机前涵道引射器简化模型实验与仿真研究

以典型前涵道引射器基本构型与气动参数为基础,开展了前涵道引射器简化模型实验研究。通过实验与仿真相结合的方法,研究了变循环发动机在单、双涵道模式下前涵道引射器的气动性能以及不同核心机驱动风扇级（Core Driven Fan Stage,CDFS）旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响,得到了流量比、压比对前涵道引射器气动性能的影响规律。结果表明,在单涵道模式下,仿真得到的沿程截面的总压分布与实验结果非常吻合,CDFS旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响可以忽略,而出口总压恢复系数随CDFS旁路喉道马赫数增加而降低。在双涵道模式下,SST k-ω模型能够较好地模拟气流的掺混过程,但在出口总压分布上,实验结果更加均匀;CDFS旁路出口角度对两股气流的掺混影响较小;压比一定时,出口总压恢复系数随出口背压的增加先增加后降低;压比为1.35时,流量比变化1.1,总压恢复系数的变化量约为2.6%,压比为1.19时,流量比变化1.2,总压恢复系数的变化量约为0.46%。     

进气条件对压气机中介机匣流场影响的试验研究

以某压气机中介机匣为试验研究对象,通过改变来流径向分布与马赫数,建立了评估中介机匣气动性能的进口约束条件。在同步测量轴向流路离散压力参数的基础上,分析了中介机匣内部流场对进气条件的稳态响应。研究结果表明:进气条件对中介机匣流动损失影响较大,与均匀进气相比,进气畸变会增大弯曲流道内部径向压力梯度,影响流道曲率与流向压力梯度对附面层的控制效果;支板尾流对通道主流的干扰导致下游平直流道上部区域流场恶化,而进气畸变会加剧支板尾迹的影响;随着进口马赫数的增大,中介机匣总压损失系数与总压畸变强度呈现出不同的增长趋势,其出口流场径向分布对马赫数变化的气动敏感性较高。     

几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明：随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。     

某民用大涵道比涡扇发动机风扇缩尺试验件气动性能数值仿真

根据某民用航空发动机大涵道比风扇1/2缩尺试验任务的需求,利用三维数值模拟软件对该风扇缩尺试验件各个转速下的内、外涵气动性能进行了数值仿真分析,并对缩尺几何、弹性恢复角及涵道比等参数对风扇缩尺试验件内、外涵气动性能的影响进行了对比分析.结果表明:该风扇缩尺试验件各转速下的内、外涵性能都基本达到设计指标;几何缩尺分别引起了风扇外涵、内涵设计点的效率分别降低了1.26%,0.77%;80%转速下,叶尖弹性恢复角减小0.36°使风扇外涵稳定工作裕度扩展了4.04%,但近设计点总压比和效率均有所衰减;双涵道风扇在不同涵道比状态下,内、外涵相互影响,流量-总压比及流量-绝热效率特性是在一定范围内的曲线带.      

压气机中介机匣全流量工况特性的数值研究

为全面评价中介机匣性能,从上下游匹配角度,定义了中介机匣节流特性,提出从流动损失、出口畸变和流量阻塞三个方面在全流量工况范围内评估中介机匣的性能,并给出了相应性能参数表达式;在均匀和实际不均匀总压入口条件下,对某小型涡扇发动机压气机中介机匣流场进行数值计算,获取其全流量工况性能参数,并分析其流动机理。计算结果表明：中介机匣的出口总压损失和总压畸变程度随流量增加而增加;在实际不均匀进气条件下,流动损失和畸变程度均大于均匀进气条件;当中介机匣的设计流量和最大流量接近时,会造成压气机和中介机匣共同工作的阻塞流量明显减少。因此,对中介机匣进行性能评价时应考虑到实际的入口条件和非设计点的影响,在设计和选配中介机匣时应保证足够的流量裕度。     

内收缩比可控的二元高超声速变几何进气道研究

提出了一种进气道内收缩比可控、包括唇口后退等几何动作的变几何进气道的设计思路,给出了具体的设计过程及影响因素.据此开展了二元高超声速定、变几何进气道气动方案设计,并进行了细致的数值模拟,给出了进气道气动性能参数随来流马赫数的变化规律,将定、变几何进气道气动性能进行了对比分析,结果显示:设计马赫数下,定、变几何进气道气动性能基本相同;非设计马赫数下,变几何进气道的流量系数明显高于定几何方案,且马赫数越低,两者相差越大.静压比、温升比、总压恢复系数及隔离段出口马赫数则相差不大.      

唇缘钝化对高超声速进气道气动特性影响的数值研究

采用二维数值模拟方法,详细探讨了高超声速飞行条件下唇缘钝化对进气道气动特性的影响,给出了唇缘钝化前后进气道在设计与非设计状态下的气动特性。研究表明:唇缘钝化使进气道流场显著复杂化,恶化了进气道气动性能,降低了进气道抵抗出口反压干扰的能力。通常情况下,随着钝化半径的增大,进气道的流量捕获小幅上升,出口马赫数、总压恢复系数下降;在激波相干结构强烈作用时,进气道出口马赫数和总压恢复系数随钝化半径的增大呈现非单调性变化。本研究可为进气道构型的二次设计提供指导。     

一种外并联型涡轮基组合循环发动机进气系统方案

提出了一种外并联型涡轮基组合循环发动机可变几何进气道气动设计方案.数值模拟研究了该变几何方案沿飞行轨迹的气动性能参数变化.在此基础上,对设计参数和进气道几何调节规律进行研究,得到了较优的进气道调节规律及典型工作点进气道气动性能.结果显示:不同来流马赫数下,涡轮通道喉道截面总压恢复系数不低于0.69,冲压通道出口截面总压恢复系数在0.38以上.      

特大展弦比机翼的特性与设计

大展弦比机翼有明显的升/阻(L/D)优势。但随着机翼展弦比的增大,在机翼结构重量控制条件下,机翼成柔性机翼,飞行中机翼的弹性变形量随速压(1/2ρV2)增大而增大,出现了严重的气动/结构耦合的问题。本文阐述了耦合问题的成因和解决途径,为特大展弦比机翼飞机(长航时无人机)的设计提供参考。     

当前我国工业集中度及其变动趋势研究

通过对现阶段工业集中度的测算发现,我国几乎所有行业均为竞争型行业,各行业的集中率、基尼系数和赫芬达尔指数均远低于发达国家同一时期值,行业内缺乏具有占绝对规模优势的大企业。观察集中度的变动趋势则发现,我国工业集中度不是呈"U"而是呈"M"型变化。我国目前的工业集中度与我国已进入工业化中期阶段不相称,因此,当前产业政策的着力点,应当放在培育和支持大企业发展上,以促进产业进一步集中。     

带拐弯混合管对波瓣混合器性能的影响

针对波瓣混合器进行了一系列的数值计算和模型实验研究,揭示了带拐弯混合管对波瓣混合器性能的影响.实验结果表明:混合管长径比小于2时,带拐弯混合管会造成高温气流在出口截面呈月牙形分布,月牙形包围着一个回流区,该回流现象对引射性能不利,计算结果则验证了该气流分布,认为带拐弯混合管降低了波瓣混合器的引射效率,为改善其引射性能,应该加长混合管使得混合管的长径比大于等于2.计算结果还发现了波瓣混合器的最佳长径比为2,且该值不随面积比变化,和最佳长径比为6的圆管混合器相比,波瓣混合器可以有效缩短混合管的长度.另外,进一步给出了引射比与长径比的拟合关系式.      

近年来我国存款准备金制度调整的政策效应

在始于2003年下半年的新一轮宏观调控中，素有“巨斧”或“猛药”之称的法定存款准备金被中国人民银行作为一个常规工具来使用，从2003年9月开始，央行连续小幅度地频繁上调准备率，2004年4月开始实施差别存款准备金制度，2003年12月和2005年3月两次单独下调超额存款准备金利率，这些举措对我国的金融与经济产生了深刻的影响。文章主要分析近年来我国法定存款准备金制度调整的特点与政策效应，寻求更好地发挥这一货币政策工具功能的途径。     

无人机气动特性改进及风洞试验研究

为延长某无人机的留空时间，加大航程和提高升限，用适当加大机翼展弦比和加装翼尖小翼的办法对原型机的气动特性进行了改进，以期能使该无人机的升阻比有较大提高。在工程估算的基础上，对改进后的气动特性和几十种翼尖小翼的组合方案进行了风洞试验研究和优化分析，得出了可供该无人机使用的气动特性改进的最佳方案。风洞试验结果表明：和原型机相比，改型机的最大升阻比可提高20．6％。     

侧风条件下地面涡来源和气动特性的数值研究

为了研究侧风条件下地面涡的涡量源和地面涡的气动特性，选取缩比进气道并对侧风条件下的流场进行了数值模拟。结果表明:90°侧风条件下，尾涡和环境涡量都是地面涡的重要来源，即使不存在环境涡量，尾涡仍然可以单独形成地面涡，尾涡-地面涡流动模型能够很好地解释这一现象。地面涡涡量随来流速度的增加先增大后减小，临界速度比随离地间隙的增大而增大。离地间隙增大一倍，临界速度比增大65%，地面涡涡量峰值减小30%。受到地面涡本身以及流动分离的影响，进气道的总压损失随着来流速度比的减小而增大。      

多喷嘴氢氧燃烧二元加热器设计与仿真

为了获得均匀的喷管出口参数,设计了两种喷注形式的多喷嘴氢氧燃烧二元加热器和一个拉瓦尔喷管,利用CFD仿真软件对其进行了流场计算,研究了同一工况下不同喷注器构型、速度比和喷嘴压降对喷管出口均匀度的影响.结果表明:喷注器构型对出口气流的均匀程度影响不大,它主要影响喷注器的温度;氢气与空氧混气的速度比越低,出口均匀性越好,空氧混气喷嘴的压降越低,出口均匀性越好;拉瓦尔喷管收缩比对出口均匀性有很大影响,设计时应尽量使两方向收缩比相近.      

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

Investigation on low total temperature combustion characteristics of kerosene-fueled supersonic combustor

In this paper, the combustion characteristics of kerosene-fueled supersonic combustor under the conditions of Mach number 2.0, the total temperature at 700 K and the total pressure at 520 k Pa(simulated flight Mach number at 3.5) were studied by using the flame stabilizing method of cavity and strut from three aspects such as blockage ratios, kerosene equivalence ratios, location and quantity of injection holes. The results showed that:(A) The combustor with the strut realized the independent an...     

一种对转涡轮性能基本分析

借鉴Stewart关于对转涡轮的效率分析方法,从速度三角形基本分析入手,以速功比为主要变量,通过与一级高压一级无导叶低压涡轮对转涡轮的比较,考察一级高压两级低压第一级无导叶对转涡轮性能特点。研究表明:各转速比下,后者对转涡轮高效率对应的总速功比范围都比前者对转涡轮窄,但其高效区发生在更小的总速功比区域;随转速比绝对值增加,两种涡轮高效率区都增加,且其位置均偏向更大的总速功比区域;相比于前者对转涡轮,后者对转涡轮具有较低出功比,且偏向于低速功比区域;随转速比绝对值增加,两种对转涡轮出功比范围均拓展。