扰流板对内埋导弹偏航姿态角的影响

在内埋武器舱前缘设计扰流板进行流动控制,可改善内埋导弹分离过程的偏航力矩特性,从而使弹头反向舱门,保证分离航向安全。为了研究该问题,通过理论分析在内埋武器舱前缘设计了不同高度的扰流板;通过部件测力风洞试验研究了不同高度扰流板对舱内流型、内埋导弹偏航力矩特性的影响,进而分析了扰流板对内埋导弹偏航分离特性的影响;通过轨迹捕获风洞试验验证了分离偏航姿态角特性分析的可靠性。研究结果表明：在内埋武器舱前缘设计一定高度的扰流板可以有效控制舱内流型,改善内埋导弹分离的航向气动特性,提高分离航向安全性。     

短舱外侧导流片对民用运输机低速特性影响

以提升民用运输机起降构型大迎角阶段的气动性能为目的,通过开展基于求解雷诺平均Navier-Stockes(RANS)方程的数值模拟,研究了翼吊短舱布局飞机的失速附近的流场特征,分析了短舱外侧导流片的作用机理以及导流片的安装位置和安装角对流动控制效果的影响.短舱外侧导流片能够在大迎角工况下产生诱导涡,抑制外侧前缘缝翼放下...     

大速度桨毂振动载荷预计的影响因素

依据直升机大速度前飞状态的气动环境和桨叶运动,分析了非定常气动力模型、动态失速模型、诱导速度分布、桨叶弹性变形、桨毂力合成以及数值计算方法对旋翼振动载荷预计的影响.将Leishman和Beddoes气动模型、动态入流理论和桨叶挥舞运动综合计入载荷模型中,采用状态空间法对方程进行离散化处理,编制了相应的计算程序.计算结果表明采用不同的分析模型对旋翼振动载荷预计有较大影响,翼型失速是主要影响因素.     

各向异性Kelvin泡沫胞元高径比对其流动传热特性的影响

飞行器热管理系统中所用的高孔隙率泡沫材料具有质量轻、比表面积大等优点,孔隙尺度几何参数的优化设计对有效提升综合传热性能、降低结构质量至关重要。以各向异性Kelvin泡沫胞元为研究对象,采用混合热格子Boltzmann方法以及多GPU加速技术,实现了同时考虑泡沫骨架导热和多胞元孔隙尺度强迫对流换热的共轭传热数值模拟。在上述基础上,分别选取了Re=10、100、1 000计算条件,开展了不同胞元高径比(H/D=0.5、0.75、1.0、1.5、2.0)对其流动传热特性的影响规律研究。结果表明,在不同Re条件下,随着各向异性Kelvin泡沫H/D的减小,其泡沫内部的流动阻力及努塞尔数均增大,且随着Re的增大,对流换热的作用增强,H/D的影响也更为明显。此外,相比于流动阻力,结构传热性能受H/D的影响变化速率更大,由此造成综合传热因子(j/f^1/3)与H/D成反比关系,即减小Kelvin胞元H/D可有效提高泡沫结构的综合传热性能。     

涡轮叶片带扰流柱尾缘通道冷气流动的数值分析(“两机”专刊)

在涡轮叶片尾缘通道中添加扰流柱可以改变尾缝内冷气流量的分配及流场均匀性,但同时会增加流阻,因此尾缘通道中扰流柱和尾缝的几何匹配对叶片的换热性能有较大影响。本文采用数值方法,以尾缘通道内无扰流柱模型M0为基准模型,对比分析在静止和三种旋转速度下带有三种不同扰流柱结构的尾缘内部流动。其中,M1添加单列扰流柱,数目13,直径D=2mm;M2与M3添加双列叉排扰流柱,数目分别为16和17,直径D=1.2mm,两模型仅在靠近尾缝1处扰流柱布局不同。数值结果揭示：（1）尾缘通道扰流柱可有效增加各尾缝冷气出流的均匀性,对1~3尾缝内的流动影响较大,小直径叉排扰流柱布置形式更优于大直径单排;（2）与M0相比,三组带扰流柱模型的通道压力损失稍有增加。其中,M2和M3基本相同,因对流场扰动较大,略高于M1;（3）随着旋转速度的增加,尾缝内压力损失逐渐降低,但四组模型尾缝内的流场结构没有明显改变。     

中心分级多点直喷燃烧室冷态流动特性研究

为了探究中心分级多点直喷燃烧室流动特性,采用试验和数值模拟方法分别对固壁边界条件、周期性边界条件和带发散小孔冷却共三种燃烧室模型在冷态条件下的流动特性进行了研究,分析了周期性边界条件下冷却空气与核心区旋流空气的相互作用过程,获得了边界条件和发散小孔冷却对流动特性的影响规律。结果表明：在固壁边界条件下,角回流区(CORZ)均匀分布在四周壁面处,并能够在副模下游形成稳定的中心回流区(CTRZ),而且主副模相互作用较小,有利于小工况下的火焰稳定;在周期性边界条件下,上下壁面处角回流区明显增大,抑制了中心回流区的发展,最终形成了两个较小的中心回流区;增加发散小孔冷却后,冷却空气抑制了角回流区的发展,角回流区尺寸明显变小,形成了更大的中心回流区。结果亦表明为了更准确的理解燃烧室内的流动特性,在试验和数值计算过程中需要考虑壁面边界条件和冷却空气对核心区流场的影响。     

旋翼干扰流场数值模拟中的新型Blend低速预处理方法

针对定常低速预处理在双时间步长内收敛性差、旋翼干扰流场数值模拟中非定常低速预处理自动退化为无预处理的问题,在非定常低速预处理方法的基础上,采用量级分析方法研究了对流项和黏性项量级,通过组合定常和非定常预处理特征值矩阵,建立了一种新型Blend低速预处理方法。通过圆柱非定常扰流、前飞直升机旋翼/机身干扰非定常流场和直升机/舰船干扰非定常流场的数值模拟,对各低速预处理方法的收敛性和预测精度进行了细致研究。结果表明,本文方法解决了在旋翼干扰流场数值模拟时非定常低速预处理自动退化为无预处理的问题,相比定常低速预处理大幅提高了收敛效率。     

增强立尾效益的主动流动控制

本文叙述和讨论了某些增强立尾效益的主动流动控制（AFC）技术的研究。在NASA ERA项目支持下Rensselaer学院完成了4%和5%缩比立尾模型的合成射流AFC风洞试验,加州理工学院完成了14%缩比立尾模型的振荡射流AFC风洞试验,后者表明当动量系数为1.7%时可获50%的侧向力增量。基于将上述两种AFC技术集成于飞机系统的可行性研究,Boeing在Ames NFAC（40 ft×80 ft风洞）完成了B-757全尺寸立尾风洞模型试验,在风速为100 knots,方向舵偏角为30°和侧滑角为0°与-7.5°下,得出采用31个振荡射流激振器可获得20%侧向力增量。NASA ERA项目组与Boeing共同努力在2015年春实现了装有31个振荡射流激振器的B-757 ecoDemonstrator飞行试验。飞行员反馈和13%~16%侧向力增量的飞行试验初步分析结果表明了振荡射流AFC技术的成功。     

跨声速压气机转子叶尖泄漏涡非定常特性数值研究

为了研究跨声速单转子压气机系统叶尖泄漏涡的非定常特性,选取Rotor 67孤立转子为研究对象,针对不同背压工况与不同转速工况进行了非定常数值模拟。结果表明:在每一转速状态都存在一非定常边界,其将特性线分为定常部分和非定常部分。当转子运行在特性线非定常部分时,随着背压提高,叶尖泄漏涡脉动频率逐渐减小。这是由于背压提高使叶尖前缘负荷变小,叶尖泄漏涡的驱动力也变小。叶尖泄漏涡的频率特征与转子转速息息相关。高转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出低频特征,低转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出高频特征。这是由于转速不同,叶尖激波的脱体程度不同,激波对于叶尖泄漏涡的激励位置也不同。由非定常叶尖泄漏涡引起的压力波的周向传播速度在各转速下表现出较强的规律性。随着流量系数的减小,压力波波速呈线性减小趋势,且各转速下减小的速率大致相同。且在波速-流量系数曲线中,各转速的非定常状态起始点基本位于同一条直线。      

开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验

采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率（10%、15%、30%、50%）和偏转角度（70°、71°、72°）下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响,并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明:无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果,且流道出口压力分布的周期性误差较大;尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布,适当调节尾流板参数能改善流场周期性;安装开孔率为50%,偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果,计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。