基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计

通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合，实现了对基准Busemann流场的气动截短，构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的“糖勺”型进气道进行了无黏验证分析.结果表明:特征线和CFD计算结果相吻合，可控消波内转基准流场设计合理可行.该基准流场继承了Busemann设计方法的高效压缩特性，且反射激波得到有效控制，基本实现消波，性能优于传统的截短Busemann流场.在设计点马赫数为7条件下，喉部截面参数均匀，增压比为18.32，总压恢复系数为0.878，压缩效率为0.936，隔离段内几乎无损失,出口气流匀直，气流角均在±0.4°以内.流线追踪得到的“糖勺”型进气道出口形状更加饱满，流动特征与可控消波内转基准流场基本一致.      

双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明:内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0~7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0~7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22.      

高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.      

带预压缩性质的高马赫数内转式进气道设计

传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明,基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良,但存在溢流较严重等问题,还需进一步研究。     

马赫数3～6宽速域内转进气道优化设计

基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体，再对其他设计参数进行灵敏度分析，得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律，系数c的影响最为明显，同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库，构建相应的神经网络近似模型并结合邻域培植多目标遗传算法对轴对称基准流场在马赫数为6时进行三目标优化，优化后的基准流场内收缩比降低了7.7%，总压恢复系数提高了2.3%，并且静压比提高了7.1%。基于此优化结果，进行内转进气道型面设计并对其在马赫数为3～6条件下黏性数值模拟，结果表明:优化后的内转进气道在马赫数为3工作时能够正常起动，在马赫数为4～6工作时，进气道有较高的压缩量，较好的流量捕获能力和总压恢复性能。      

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究.      

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简

 由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究

针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求,设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场,可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率,巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外,基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算,结果表明:来流马赫数高于设计点来流马赫数时,四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下,来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等,四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%.      

旋翼流场流动机理研究

综合介绍了直升机旋翼桨尖涡位置、结构、旋动速度、轴向速度、涡核半径、以及紊流特性等研究。     

斜流压气机串列转子流场特性分析

以斜流压气机串列转子为研究对象,运用CFD软件进行了数值模拟,获得了该压气机在100%和80%设计转速下S1流面流场、子午流场、阻塞工况及近失速工况的流场特性,为斜流压气机串列转子的设计和性能分析提供参考。研究结果表明:该斜流压气机在设计转速(69900 r/min)下超声速特性明显,特性曲线较陡峭;当转速小于80%设计转速时亚声速特性明显,特性曲线较平缓。随着转速的减小,压气机的稳定裕度逐渐增大。该斜流压气机串列转子叶根和叶中截面的损失主要来源于叶型尾缘的掺混损失和叶型吸力面的小范围激波损失;而叶尖截面的损失主要来源于叶型吸力面的大范围激波损失、激波与附面层的相互影响的损失和激波与叶尖泄漏流相互作用的损失。该斜流压气机进入近失速工况后,前排转子的激波强度进一步增大,并且叶间存在大范围低速区,造成流动损失进一步增大。     

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

绕凸台的高超声速分离流动研究

本文研究高超声速流动绕三维低凸台的流动特性。凸台高度与边界层厚度之比介于0.5～0.8,凸台周边倾角介于14°～45°。在高超声速风洞中,来流马赫数为5,单位雷诺数为2.6～6.0×10~7/米。实验过程中测量了模型中心线及特殊部位之表面压强分布,根据纹影记录及表面流动显示确定激波与边界层干扰流场特性及分离区的变化。发现分离区在中心线上距凸台最远,而在凸台肩部距周边沿法线方向最近,确定了中心线上最大压强比的位置。     

机械液压系统流量方程中流量系数的选取

在对机械液压系统建模和仿真的过程中,流量方程中流量系数的选取将直接影响到模型的精度.针对国内目前所采用的传统方法的缺点,本文研究了如何选取该参数的方法,总结了计算该参数的方法,并运用该方法进行了实例计算,计算结果表明:该方法能够较好的提高模型的精度.     

典型流阻元件的流量和熵产模型研究

为揭示流阻元件的流动损失机理,本文从热力学理论出发,建立了流阻元件的质量流量模型和熵产模型,分析了质量流量与熵产之间的关系,研究了熵产随系统压比和进口总压的变化情况,并通过预旋喷嘴和篦齿封严的实验结果对两个模型进行了分析评估。结果表明,质量流量模型与实验结果的最大偏差不超过2.8%;熵产模型与实验结果的最大偏差不超过1.9%。系统熵产随系统压比的增加而增大,随进口总压的增加而减小。当系统的进口总压,进口总温和出口静压不变时,模型中的参数a是衡量不同元件熵产大小的唯一量度。     

单级大小叶片轴流压气机流动分析

采用三维数值模拟手段,对低速大小叶片轴流压气机内的流动进行了分析。结果表明压气机内存在强烈的非定常流动;小叶片将大叶片通道分成的两个通道具有不同的流量和负荷,通道之间的负荷分配对于流动的非定常性会产生较大影响;小叶片的存在重新建立了大叶片通道内的压力平衡,起到了控制大叶片表面的流动和压力分布的效果。      

超声速来流下叶片式微型涡流发生器流动控制研究

不同构型的微型涡流发生器对提高进气道/隔离段性能所产生的效果不同.采用数值模拟方法研究来流马赫数为2.0条件下,五种叶片式微型涡流发生器对流场边界层的流动控制特性.结果表明:带有一定前缘高度的叶片式微型涡流发生器可产生更强的流向涡,总压畸变和马赫数畸变较小,流场出流质量更佳,但同时带来较大的总压损失;微型涡流发生器的前缘厚度对流场性能提升无明显帮助,反而会增大总压损失;无前缘高度的微型涡流发生器能在引入较小总压损失的情况下,使隔离段拥有较强的抗反压能力,同时有效增大壁面摩擦系数,提高边界层对抗分离的能力.     

轴流透平级的最佳流型设计方法

把近代最优控制论方法引入轴流透平叶片的设计,在优化的轴流透平子午通道内,建立包括透平级内所有性能参量的最优流型命题的完整的物理模型及其数学表达式,并归化为一个在给定初始状态、自变量终端固定、部分状态变量终端受有约束的条件下,使级的某一性能指标(如级的功率)达到最优的最优控制问题,应用“代价函数法”及“共轭梯度法”编制计算程序,计算得到符合给定约束条件、并使目标函数取极值的最优环量分布,结果是令人满意的。      

高速轴流压气机叶尖流动特性试验

为研究压气机转子叶尖流动特性,通过高频动态压力传感器测量其第一级转子壁面静压,录取了多个换算转速下的试验数据,并采用等相位平均方法处理。结果表明:相对换算转速0.6以上槽道激波明显,且随着转速的升高,激波强度增加;叶尖泄漏流动明显,叶片前缘位置最强烈,沿流向逐渐减弱,影响了近1/2弦长、1/3倍叶栅流场;0.7及以上高转速状态下,在叶栅弦长约1/3处,流场的压力突跃脉动峰-峰幅值达到最大,高达15²0 kPa,导致较大的气动激振,叶片需承受较大的周期性气动负荷。