真实气体效应下高马赫数内转进气道特性研究

为初步研究高马赫数内转进气道在真实气体效应下的工作特性,首先设计额定工作状态Ma=12的高超声速内转进气道,再结合不同气体模型对其进行数值模拟。研究结果表明:化学非平衡气体在流场结构、工作性能和气动加热方面与热完全气体较为相近,与热化学非平衡气体存在一定差别。离解反应发生在边界层内和低速涡流区内,热化学非平衡气体的离解反应程度比化学非平衡气体大。在隔离段内激波反射处,相比完全气体,化学反应气体的静温降低了2000～2500K。高热流区在上壁面喉道位置与下壁面激波反射点位置附近,温度较高的等温壁面、热化学非平衡气体均可降低壁面热流密度,不同壁面条件对隔离段出口性能参数影响较为明显。真实气体效应、壁面温度对隔离段涡流区的影响较为复杂,有待进一步研究。     

翼身融合民机背撑发动机安装效应对推力影响研究

针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。     

3-D有限元转子系统动力减缩的部件模态综合方法及应用

为了对3-D有限元转子模型进行动力学减缩,提出基于部件模态综合的旋转子结构方法.该方法利用实模态振型矩阵减缩子结构自由度,不同转速下的减缩陀螺矩阵由转速系数乘以单位转速的减缩陀螺矩阵得到.与复模态减缩相比,避免了重复求解变换矩阵的缺点,减缩精度优于基于Guyan减缩的旋转子结构法.利用该方法减缩了某航空发动机转子模型87%的自由度数.经比较,由Campbell图所得临界转速的最大误差为0.04%,稳态不平衡响应计算结果与原模型也几乎完全相同,使用的内存和计算时间均不到原模型的20%,验证结果证明该方法可行.      

直升机翼面类部件雷达目标特性分析及评估

基于准静态原理,采用电磁高频法开展直升机翼面类部件的雷达目标特性分析及评估.首先,为获得翼面类部件对直升机散射特性的影响规律,并考虑旋翼高速旋转的动态效应,着重分析了装配不同翼面类部件后机身雷达散射截面（RCS）的变化趋势、强散射分布和回波信号的时频域谱特征,揭示了翼面类部件雷达散射影响机理;然后,在评估直升机强散射源分布特征和多元响应特性的基础上,比较装配不同翼面类部件后机身的雷达探测距离,提出并建立了方位、俯仰与滚转姿态下直升机的雷达4级预警机制和角域范围,并针对性的给出对抗雷达探测的方案.研究发现:装配平尾、短翼及平尾和短翼组合的直升机相比孤立机身的雷达暴露距离分别增加11.54%,14.88%和18.06%,综合隐身能力下降.      

航空发动机吞冰损伤一体化数值模拟平台搭建与验证

为了给航空发动机在进气条件下的吞冰损伤物理试验提供多方案快速优化的数值参考,建立了航空发动机叶片吞冰损 伤快速分析的数值模拟方法和流程,并形成了1套软件系统。该系统通过研究发动机进气吞冰过程中冰体6自由度运动姿态和轨 迹的流场快速模拟方法,建立了吞冰流场的数值仿真模型;通过冰体的本构模型及冰体撞击叶片损伤效应的系统研究,准确建立 了叶片损伤模型;将吞冰流场计算和冰撞击过程计算进行了一体化耦合,形成了航空发动机叶片吞冰损伤的快速分析软件系统, 建立了冰块运动姿态、冰块撞击叶片破碎过程及轨迹预测的一体化仿真流程。结果表明：数值计算方法能够有效预测冰块运动轨 迹和撞击变形量,变形量误差不大于8%;该软件系统有效地解决了吞冰损伤复杂过程有限元模型的自动生成问题,极大地提高了 分析效率,可有效节约试验成本、提高试验效率。     

内流壁温效应对高速飞行器气动特性的影响

吸气式高速飞行器内外流高度耦合,激波-边界层干扰严重,壁面温度会影响边界层内的流动,进而影响气动特性。因此,准确评估风洞试验中的壁温效应,提高气动特性的预测精度,对飞行器设计至关重要。通过常规超高速风洞试验,结合数值模拟分析,开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究。结果表明：在常规超高速风洞几十秒的运行时间内,随着运行时间增加,飞行器内流道壁面温度不断升高,俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化,其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡;此外,数值模拟分析进一步指出,飞行器俯仰力矩的变化主要原因是内流道壁面温度升高、边界层增厚、近壁低速区挤压中心的高速区,使得内流道等效面积减小、气流压缩,相应的马赫数减小、压力升高,并引起内流道激波波系前移,从而改变了内流道压力分布,最终导致俯仰力矩发生变化。     

轴颈倾斜微型气体轴承的热流体动力润滑分析

基于能量守恒原理推导计入气体稀薄效应的修正能量方程及其有限差分表达式,并通过偏导数法和有限差分法联立求解修正Reynolds方程、修正能量方程、气体黏温关系和气膜厚度方程,详细研究了微型气体轴承静动态性能随结构参数、轴颈倾斜方位角和黏温热效应的变化规律。结果表明:气膜热效应提高了微型气体轴承的承载能力、摩擦因数和动态刚度系数,而降低了直接阻尼系数,轴颈倾斜误差对微型气体轴承的静、动态性能均产生不利影响,计算结果可为提高微型气体动压轴承?转子系统的稳定性提供重要理论依据。      

污染效应对超声速燃烧室贫油熄火极限影响实验研究(流场诊断特别专栏)

针对污染效应对超声速燃烧室熄火性能影响问题,采用甲烷燃烧和电阻加热的燃烧室直连式对比实验方法,开展了污染效应对燃烧室贫油熄火极限影响研究。基于超声速燃烧室实验模型,研究了煤油喷嘴结构对贫油熄火极限的影响;采用高速摄像仪和平面激光诱导荧光技术（PLIF）,研究了加热方式对贫油熄火极限的影响,获得了光学测量结果和壁面压力分布,给出了纯净来流和污染来流条件下的燃烧室贫油熄火极限。研究表明：采用甲烷燃烧加热的燃烧室贫油熄火极限对应的当量比高于电阻加热的,分别为0.135和0.105;不同加热方式来流条件下,超声速燃烧室在燃烧不同阶段的稳定模式均为凹槽火焰稳定模式,火焰基底会呈现一定程度的脉动,但稳定在凹槽剪切层内。     

污染低温凝结效应设备的研制

成功研制了星用非金属材料空间分子污染低温凝结效应环模测试设备 ,可原位、连续、定量测量星用非金属材料空间出气物在低温敏感表面上的凝结 ,给出全过程的数据和凝结量级。测试系统功能稳定、测试仪器灵敏、可实现大冷量、宽低温范围的模拟。设备致冷范围为 - 10 0℃～ 2 5℃ ,测试灵敏度为 10 - 8克 ,最优真空度达 7.0× 10 - 6 Pa。是我国目前唯一的用作星用非金属材料空间出气污染物在低温敏感表面上沉积凝结效应定量原位测试的专用环模设备。可用于空间分子污染机理的综合研究、空间分子污染的防护与控制工程。设备兼设有符合国际现行通用标准的星用非金属材料环模评价筛选系统