肋的几何参数对网格式肋化通道的传热与总压损失特性的影响

通过10个实验模型研究了肋宽与肋间距之比t/p以及肋宽与肋高之比t/e对网格式肋化通道的换热与总压损失的影响。实验模型分为两组:第一组5个45/45模型是由两块肋向角分别为45°与-45°的肋化板形成的;第二组5个45/60模型是由肋向角分别为45°和-60°的两块肋化板形成的。模型的t/e分别为0.25,0.30,0.50,t/p分别为0.25,0.33,0.50。在雷诺数为0.5×105～1.5×105时,t/e=0.30与t/p=0.50的模型换热效果最好,但同时压损也最大。45/45模型与45/60模型的换热效果没有明显的区别,但后者的压损却是前者的近两倍。根据实验数据拟合得到了有关参数的准则关系式。      

襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟

飞机在增升装置打开的情况下,襟翼后缘流动分离严重,阻碍升力系数的增加,可以采取主动流动控制的方法控制分离,提高升力系数。本文利用FLUENT 6.3.26软件,针对某多段翼,在襟翼上翼面设置吹吸气孔,分别进行吹、吸气控制,通过改变流量和孔的位置,进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明:应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数,且能延迟边界层的分离;不同的吹吸气孔流量、位置,对多段翼升力增量有不同程度的影响。     

大迎角下机翼后掠角对近耦合鸭式布局增升及流态的影响

在风洞中利用测力及油流显示技术对不同后掠三角鸭翼和不同后掠三角机翼构成的鸭式布局在大迎角时的增升及流态特征进行了研究。通过测力给出了机翼后掠角对近耦合鸭式布局升力系数增量在大迎角时的影响规律,并通过油流显示对其影响的机理进行了探讨和分析。研究表明,鸭式布局是否增升受迎角和机翼后掠角的共同影响。在研究的迎角范围内的特定迎角下,与小后掠机翼构成的鸭式布局相比大后掠机翼构成的鸭式布局具有更好的增升效果,原因在于小后掠三角翼前缘涡随迎角变化时易于破裂,鸭翼对破裂涡,特别是完全破裂涡流态有较好的改善作用。     

翼尖帆片的增升减阻研究

采用涡格法编写了非共面机翼气动力计算程序。以展弦比为８．６的机翼加装帆片为例,进行了气动力计算并作了帆片优化设计。与在南航ＮＨ－２低速风洞中的实验结果比较表明,计算方法和优化设计是成功的。总面积为３．１％基本翼面积的翼尖帆片对减少诱导阻力具有明显效果,诱导阻力因子减小２０％左右。     

变唇口加板模拟总压畸变流场

采用变唇口加板或加杆的方法,模拟某飞机进气道出口截面不同型式的总压畸变流场。变唇口加板能模拟具有中心低压区的总压分布;变唇口加杆可模拟具有中心高压区且周向畸变较小的总压分布。采用圆弧切割法能较正确地模拟总压等值线形状。所模拟的稳态周向总压畸变指数(DC₆₀)、平均湍流度(T_u)和最大瞬时总压畸变指数(K_θmax或K_tmax)均能达到规定的精度要求。该方法不仅能模拟复杂的总压分布和稳态畸变指数;也能模拟动态畸变指数。     

总压畸变对超声速压气机动叶端区流场结构的影响

采用全周非定常数值模拟方法,对两种畸变进口条件下的超声速压气机流场进行求解,了解动叶流场参数变化和气动性能与畸变来流条件的关系,重点分析动叶根部和顶部附近激波位置、结构和强度的变化情况,揭示动叶流场参数的动态变化规律.研究表明,随畸变区范围增加,压气机质量流量和效率下降;动叶流场参数对畸变来流的动态响应主要表现为激波位置、结构和强度的周期变化,当畸变区范围足够大时,流道在畸变区中会经历深度畸变;27.2％畸变时,畸变区内流道存在根部和顶部流动状态不一致的时刻,流场状态复杂.38.2％畸变时,畸变区内动叶叶顶和叶根区域都能达到深度畸变状态,流动损失较大且稳定性差.     

高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机燃烧组织方案数值模拟

针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明：高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7～8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。     

3级旋流器各级气量变化对燃烧性能的影响

为了探究中心分级燃烧室各级旋流器叶片数量与相应旋流气量变化对燃烧室性能的影响,基于高推重比和高温升的技术需求,对设计模型进行了除旋流器外分块结构化网格划分,并在ICEM软件中实现混合网格周期性边界条件设置,进行3维数值模拟。结果表明：确定最优方案的3级旋流器叶片数量分别为8、10和15。中心分级燃烧室每级旋流器流通气量随其相应旋流器叶片数量改变呈负相关变化关系;设计油气比为0.045时,中心分级燃烧室最优方案即基准型方案的温升可达1300 K,出口温度分布系数OTDF达到0.13,在性能所要求的0.10～0.15之间,出口径向温度分布系数RTDF达到0.081,在性能所要求的0.08～0.12之间;中心分级燃烧室出口截面OTDF值随火焰筒头部每级旋流器的叶片数量或旋流气量的变化关系是“V”形,RTDF值随头部每级旋流器的叶片数量或旋流气量的变化关系是类“V”形。     

矢量电推进系统的气动-推进耦合模型

提出了一种适用于矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，旨在通过结合理论模型与工程经验模型，实现对矢量电推进系统气动与推进性能的实时快速评估。为了准确描述系统的气动-推进耦合效应，首先，结合涵道推进增强系数公式与工程经验模型，建立涵道推进模型；紧接着建立了涵道气动模型，并基于推进效应影响完成了模型修正；然后，分析了涵道气流抽吸效应对机翼的影响，根据涵道是否倾转分别进行了讨论，完成了耦合推进系统的机翼增升模型的建立；最后，将所有模型统一至机体坐标系下，得到矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，并依据CFD仿真计算进行了模型验证与分析。结果表明：所提出的气动-推进耦合模型可以准确描述涵道增推与机翼增升效应，能在极快的运算速度下保持较高精度，满足动力学系统与飞行控制系统的实时计算要求。     

轴流压气机引气后流场的数值模拟

选取了NASA Stage 35作为算例进行压气机引气数值模拟研究.通过对比验证了网格无关性和计算的准确性,应用两种数值实现方法分别进行圆孔和槽引气计算,两种数值方法的结果基本吻合.进行了两种引气方式（即圆孔和槽）的对比.结果表明:槽引气转子出口总压损失小,效果好于圆孔引气.应用NUMECA软件自带引气模块操作简单,容易实现.绘制引气管路网格增加了流道网格绘制的难度和计算边界条件设置的复杂度,但更加符合压气机实际的引气情况.引气后压气机效率 流量曲线整体上移,总压比 流量曲线下降,失速裕度有较大提升.