基于大涡模拟的热喷流地面效应气动特性研究

低标高有限空间喷流的发展过程及掺混过程,是揭示热喷流流动特性的迫切问题。采用大涡模拟计算研究地面热喷流气动特性,建立不同离地高度的超声速喷管模型,对总温为870 K、马赫数为1.526的热喷流状态开展数值模拟,分析有限空间喷流的发展过程。首先评估了喷流模型温度分布和速度分布,随后在此基础上,对比了2种模型涡核发展过程,并通过试验予以了验证。研究表明：有限空间与自由空间喷流场涡核发展过程大致相同。有限空间喷流在核心区长度10D_j (Dj为喷管出口直径)位置时,地面开始对喷流产生影响,导致地面温度升高;在核心区长度10D_j位置以后,由于地面对喷流的影响,使得喷流与空气的掺混加剧,喷流在地面的作用下诱导出二次涡流,涡核分布更加集中,且其中以大尺度发卡涡为主。研究结果为相关工作提供了参考。     

阵列表面电弧激励控制激波附面层干扰机理

为了获得阵列表面电弧控制激波/附面层干扰不稳定性机理，开展了高频激励和低频激励的实验研究。综合运用高速纹影、动态压力等先进测试手段和分析方法，揭示阵列电弧等离子体激励的热效应和涡效应特性。结合流动显示和壁面动态压力脉动，深度揭示了控制过程。更为关键的，因为高频激励模式下的激励器处于低功耗状态，这样可以提供稳定的控制效果。基于动态压力频谱分析，发现高频激励下低频不稳定性能量的占比降低12.2%。结合纹影显示，获得高频激励下的涡效应主导机制。     

基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧特性

为了研究基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧效果，探究了燃烧室头部的点火过程以及不同等离子体电源输入功率下的点/熄火边界，利用像增强系统获得了CH*基团的分布云图。实验结果表明：输入功率的增大使得燃烧室的点/熄火边界均得到拓展，与160 W工况相比，输入功率为320 W时，点火边界平均拓宽约17.6%，与未放电相比，输入功率为320 W时，熄火边界平均拓宽约45.3%，滑动弧放电对熄火边界拓宽效果明显；当滑动弧能够点燃来流新鲜混合气时，输入功率的增加使得CH*基团分布向上游移动，当输入功率为320 W时，燃烧火焰驻留在燃烧室头部，当滑动弧激励器仅具有助燃作用时，输入功率的增加使得局部CH*基团辐射强度增强，热释放速率增加。     

非线性弹性单盘转子系统稳定性分析

以转子动力学和非线性动力学理论为基础，针对非线性转子-轴承系统的具体特点，建立了采用Capone短轴承非线性油膜力模型的弹性转子系统模型，并用庞加莱映射方法，得到系统在参数域中的分岔图、轴心轨迹图、Poincare映射图、时间历程图和频谱图，从而得出分岔失稳转速随偏心量、轴承间隙、润滑油黏度3个参数的变化规律。研究结果可为该类转子-轴承系统的设计和安全运行提供参考。     

滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机中的研究进展

滑动弧等离子体强化燃烧技术是一种新型的强化燃烧技术。从航空发动机燃烧室点熄火边界拓宽的需求出发，阐述了 滑动弧强化燃烧的基本原理，分析了滑动弧等离子体通过化学效应和热效应2个方面强化燃烧的作用机制，介绍了滑动弧等离子体强化燃烧技术应用于航空发动机的潜在优势。从放电特性、数值仿真、强迫雾化和强化燃烧4个方面，分析了滑动弧强化燃烧的研究现状。针对滑动弧等离子体强化航空发动机燃烧技术的技术特点，给出了3种自由轨道式3维旋转滑动弧强化燃烧方案和1种固定轨道式滑动弧强化燃烧方案。以燃油喷嘴和文氏管放电方案为例，给出了旋转滑动弧强化燃烧的试验验证结果。对滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机上的实际应用进行了总结和展望。     

径向非均匀进气喷湿对跨声速压气机气动性能影响研究

针对湿压缩技术的应用，为了深入认识径向非均匀进气喷湿对压气机气动性能的影响，以某跨声速压气机级为研究对象，采用CFD技术结合欧拉-拉格朗日法对径向非均匀进气喷湿条件下压气机气液两相流场进行数值模拟，对比研究了叶顶、叶中和叶根局部喷湿三种不同径向位置喷湿条件对压气机气动性能及失稳边界的影响规律，并通过喷湿前后流动径向匹配规律及流动结构的变化解释了影响机理。结果表明：叶顶喷湿相比叶中和叶跟喷湿是更好的喷湿方案，叶顶喷湿时压气机压比和效率升高程度更大，且稳定裕度降低程度更低；当液滴粒径小于50μm，喷射速度大于20m/s时，离心力对液滴径向迁移的影响可以忽略不计，液滴在经过压气机级流道过程中几乎不发生径向迁移，蒸发冷却效应只发生于喷湿的局部叶高范围；由于径向非均匀进气喷湿时压气机内部质量流量会向喷湿的局部叶高范围聚集，导致喷湿的主要影响——即轴向速度的降低和轮缘功的升高在喷湿的局部范围程度较弱，而在没有喷湿的局部叶高范围程度较强。     

针对叶轮机流场分析的不同Spalart-Allmaras湍流模型评价

Spalart-Allmaras（SA）湍流模型在Reynolds-Average Navier-Stokes（RANS）方程求解中得到了广泛的应用。针对叶轮机数值模拟，国内外学者提出了很多修正的SA模型，但它们之间的对比少有研究。为此，综述了原始的SA（SA-standard），SA-neg，SA-Helicity，SA-Ning及SA-R五种不同SA湍流模型。针对NASA Rotor 67和NASA Rotor 37，考察这五种湍流模型对数值计算稳定性的影响及对叶轮机内部流动细节捕捉的能力。研究表明：SA-standard和SA-neg湍流模型计算结果几乎相同；相比于SA-standard湍流模型，SA-Ning湍流模型计算的压比、效率和堵塞流量均较大；SA-R湍流模型模拟的激波/边界层干涉更严重，分离区域更大，计算的压比小，模型修正效果不理想；SA-Helicity湍流模型不仅能极大地提高计算的压比和流量范围，而且能提高计算的稳定性和失速工况下的计算准确性，但计算的堵塞流量和效率较小。     

航空发动机高压转子“可容模态”设计及实验验证

为降低航空发动机高压转子的振动，提高高压转子对复杂工况的可容度，本文建立带双阻尼器的高压转子动力学模型，开展模态分析和响应分析，研究高压转子关键结构参数对“可容模态”的影响规律。构造了可容度评价函数η，建立了“可容模态”设计方法。设计了高压转子模拟实验器，通过模态校核实验验证了计算模型和计算方法的准确性，通过“可容模态”实验验证了设计方法的可行性。研究发现，利用当量临界转速ωˉ估计转子系统前两阶临界转速的方法可行，高压转子实验器的临界转速满足ωcr1≤ωˉ，ωˉ≤ωcr2≤2ωˉ；高压转子实验器在两阶“可容模态”下连续“共振”时长达到7125s，实验器转子关键部位的振动位移峰值不超过79.42μm，振动速度有效值不超过2.33mm/s，最大波动不超过10.59%。结果表明，所建立的发动机高压转子“可容模态”设计方法是行之有效的。