基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻，能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段，但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化，本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型，对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速（PIV）技术对主射流流动特性进行研究，获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律；利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性，获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明：该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转，最大流动矢量角为-12.3°/12.3°，最大推力矢量角为-12.9°/12.8°，控制规律接近线性，不存在主射流偏转突跳问题。     

不同凹槽叶尖对双级涡轮气动性能的影响

利用数值模拟方法,研究了双级涡轮环境下常规凹槽叶尖和吸力面肋条尾缘开缝凹槽叶尖对泄漏损失的影响。基于叶尖端区流动结构,探讨了吸力面肋条尾缘开缝凹槽几何对叶尖泄漏损失的影响及上游凹槽叶尖对下游气动损失的影响机理。结果表明,相比常规凹槽叶尖,吸力面肋条尾缘附近合理的开缝结构不仅能增强刮削涡对泄漏流动的控制作用,而且还能减小叶尖中下游泄漏流与主流的夹角,对涡轮级气动性能的提升更加有利。在双级涡轮环境中,第一级转子凹槽叶尖对第二级涡轮气动性能的作用不可忽视。第一级转子凹槽叶尖通过控制泄漏涡的发展降低下游静子机匣边界层速度梯度,从而减弱了静子机匣通道涡强度,进而减小了第二级静子气动损失。     

柔性机翼阵风响应与被动减缓研究

高空长航时无人机的机翼展弦比大、柔性较强,飞行过程中极易受到阵风的影响。文章以几何精确本征理论建立结构模型,耦合 Pitt-Peters动力入流理论建立柔性机翼非线性气弹模型,研究了柔性机翼阵风响应以及翼尖被动阵风减缓效应。采用空间 -时间平行的有限元离散方法,将气弹方程转化为一阶微分代数方程,Newton-Raphson和 Generalized-α算法分别用于静态变形和动态响应的求解,通过算例研究了离散阵风载荷下柔性机翼的阵风响应,结果表明翼尖被动阵风减缓装置对机翼变形有明显的减缓效果。     

火花放电合成射流与超声速来流相互干扰特性数值模拟研究

为了指导火花放电式合成射流激励器在超声速流动控制中的应用,数值模拟研究了火花放电合成射流与超声速来流的相互干扰特性。研究表明火花放电式合成射流在超声速流场中产生强烈扰动,产生较强的激波结构;随着射流的喷出,激励器上游分离区和流场中激波呈先增强后减弱的趋势,激波由弓形激波逐渐弱化为斜激波,并且随着放电能量的增加射流与主流的动量通量比不断增大,射流的干扰和控制能力显著增强。由于超声速流的较大惯性及其对腔内气体的引射作用,激励器的腔体回填速率大幅下降、回填时间明显增长,使得激励器的工作频率受到很大限制。     

多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

温度对飞机燃油射流泵工作特性影响

建立了射流泵数学模型,采用数值计算方法对其工作特性进行了模拟,搭建了实验台,采用RP-3燃油,通过实验数据验证了模型的正确性.在此基础上,分别选择了RP-3和JET-A两种燃油,计算了从-40℃~40℃温度下,不同操作压力对射流泵流量比的影响.结果表明:燃油温度高于0℃时,温度对射流泵工作特性影响并不明显,随着温度的降低,射流泵性能与标准温度下（20℃）偏差越来越大,且压比越高此偏差越明显.当温度高于0℃时,采用RP-3和JET-A燃油性能相差不大,RP-3燃油性能略优于JET-A燃油,但是在低温下,RP-3燃油性能远高于JET-A燃油.因此当燃油温度较低且压比较高时,必须充分考虑温度对射流泵特性的影响.      

涡流发生器对高负荷扩压叶栅性能影响的机理分析

为探明涡流发生器流动控制技术对高负荷扩压叶栅性能影响及作用机理,根据高负荷扩压叶栅的流动特点,提出了在叶栅入口端壁处加涡流发生器的流动控制方案,通过计算研究了采用涡流发生器前后叶栅气动性能、附面层及主要旋涡结构的变化。研究结果表明:采用涡流发生器后,叶栅正攻角下的气动性能显著提升,总压损失减小,静压升增大,稳定工作最大正攻角从3°增加至5°,其中在3°攻角下总压损失系数下降0.028,静压系数提升0.033;涡流发生器生成的尾涡阻挡端壁附面层由压力面向吸力面的横向迁移,使吸力面/端壁区域聚集的低能流体减少,改善了角区流动;采用涡流发生器后,通道涡、集中脱落涡和壁角涡减弱,角区分离得到抑制。