翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响

为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表明:翼伞弧面下反角越大,升力及诱导阻力越小,升阻比变化不大;前缘半径、厚度小的翼伞翼型,阻力更小,升阻比大;前缘切口对翼伞影响区域限于前缘附近,压力分布同干净翼类似,降低了其失速迎角,对升力影响不大,但明显增大阻力。该数值方法可为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供参考。     

叶片前缘改型对涡轮叶栅二次流的影响

以某典型高压涡轮叶栅为研究对象,采用数值模拟的方法对比分析了两种端壁前缘改型结构对涡轮叶栅二次流产生的影响。结果表明,带状结构(Fillet)以及适当尺寸的球形结构(Bulb)可以改善涡轮叶栅内部二次流,并且降低涡轮出口气动损失。其中尺寸的选择对于球形结构(Bulb)影响很大。两种不同的改型结构相比较,带状结构(Fillet)改型方案对二次流的改善效果较为明显,结果更为理想。     

溢流条件下飞机结冰过程的传热特性研究

基于液/固相变和液膜流动的基础理论,对飞机结冰过程的传热特性进行了研究,建立了溢流与液/固相变耦合的结冰传热模型,并采用该模型对来流各参数对冰层生长特性的影响进行了分析.研究结果表明,结冰表面液态水的溢流将促进液/固相变过程,并进而提高冰层生长速率.气动剪切力是影响溢流效应的主要因素,来流速度越高,气动剪切力越大,溢流效应也越明显;反之,则溢流效应越微弱.在溢流条件下,来流参数中来流温度和速度是影响冰层生长速率的主要原因.来流速度越高或温度越低,则冰层生长速率越大,反之则生长速率越小.比较而言,液态水含量和水收集系数的变化对冰层生长速率的影响相对较小.      

飞控系统PBIT试验时报故问题分析

某型飞机飞行控制系统在进行飞行前自检测时频繁报故,且故障代码繁多、无序,无法正确定位故障原因。本文通过对这起PBIT典型故障的分析和排除,引发对PBIT报故问题的研究,可供同行参考。     

超声叶栅前缘处的脱体激波预测

为了准确预测超声叶栅前缘处的脱体激波,以Moeckel法为基础,通过分析和公式推导,构造叶栅前缘处的脱体激波模型.首先对Moeckel法进行改进,提高均匀来流条件下的对称脱体激波逼近精度;然后再将Moeckel法推广到均匀来流条件下的非对称脱体激波逼近;最后结合超声叶栅流动特征,给出叶栅前缘处的脱体激波模型.将所得模型用于3个超声叶栅,预测叶栅前缘处的脱体激波形状和位置,并将预测结果与CFD软件求解结果进行比较.结果表明:在均匀来流条件下,改进后的Moeckel法能更准确地逼近对称脱体激波,并可用于逼近非对称脱体激波;由超声叶栅脱体激波模型确定的脱体激波形状和位置与CFD求解结果一致性很好.      

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

改善压气机端区流动的新方法——前缘边条叶片技术

针对压气机叶片进气存在端区附面层扭曲而造成局部大攻角问题,借鉴飞机边条翼理论,阐释了LESB(前缘边条叶片)概念,开发了对主叶片施加修型形成边条叶片的造型方法,从而形成LESB技术.为验证其技术效果,选取折转角为60°的NACA65扩压叶栅进行了LESB修型,在利用叶栅试验数据确认CFD模拟精度及掌握使用经验后,对主流区0°攻角、5°攻角带端区附面层扭曲来流条件下NACA65原型叶片及LESB流场进行了数值模拟,对其中流场结构、性能参数及作用机理进行了分析.结果表明:LESB技术能有效组织端区流场,改善压气机性能,15%叶高的LESB修型在0°攻角、5°攻角下改善区域分别可至30%和40%叶高.      

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果.流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡.激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善.立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用.     

二元外压式进气道侧板对流场影响

为研究二元外压式进气道侧板对流场影响,采用FLUENT软件计算了有、无侧板两种方案进气道三维流场,通过对比可知安装侧板的进气道性能显著高于不安装侧板进气道性能.在此基础上,计算了有侧板进气道在来流马赫数为2.0～3.0之间的性能特性,与进气道二维流场计算结果相比,进气道三维流场中压缩气体越过侧板溢流使进气道性能下降.通过分析不同来流马赫数下溢流流动,得出了侧板溢流对进气道流场影响规律.      

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。