基于安装性能的航空发动机中间状态喷管调节计划优化

以Matlab为平台,结合MS-DOS命令和计算流体动力学（CFD）软件操作日志,成功实现将发动机零维总体性能计算程序和二维喷管内外流场CFD软件结合的数值缩放技术.为优化飞机推进系统巡航状态性能,耦合飞机后体阻力优化航空发动机喷管喉道面积、喷管出口面积的调节计划.计算结果表明:在保持发动机稳定裕度的前提下,如仅优化喷管出口面积,在大马赫数飞行状态时安装推力提高超过1%.      

高速人字齿轮副风阻损失及其影响因素分析

建立高速人字齿轮副外部空气的流体动力学模型,基于RNG （re-normalization grop）k-ε湍流模型及动网格技术,仿真分析了齿轮周围气流瞬态特性,阐明了齿轮风阻损失机理,研究了齿轮副转速、转向和螺旋角变化对风阻功率的影响规律。结果表明：齿轮副风阻损失主要来源于齿面压差力矩,风阻功率近似与转速的3次方成正比;齿轮副正反转将改变轮齿周围气流方向及齿面最大压差位置,但对风阻功率无影响;螺旋角增大有利于降低风阻功率,螺旋角越大,齿轮副风阻功率降低越显著。单齿风阻力矩曲线呈周期变化,通过啮合区时出现增大-减小至负值-再增大-减小至平稳的波动特性,在非啮合区时趋于平稳;单齿风阻力矩波动值随转速增大而增大,随螺旋角增大而减小。     

一种提高空间实验室定轨精度的方法

以近地航天器轨道动力学为基础,建立变阻力系数大气摄动模型,设计了求解变阻力系数的算法。然后利用天宫一号飞行器的测轨数据进行计算,分析了空间实验室飞行高度的轨道特性,其中包括：大气模式密度误差、变阻力系数与空间环境关系、定轨残差和星历误差。在空间环境平静和磁暴的条件下,制定了多种求解变阻力系数的策略,解决了空间实验室长弧段定轨精度受限的问题,并在空间环境平静条件下实现了优于10米的定轨精度,在磁暴条件下实现了优于20米的定轨精度。     

面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法

Roe通量差分分裂格式具有耗散小、分辨率高等特点,在亚跨超声速流场模拟中得到广泛应用,但空间离散时需要对Roe平均矩阵的特征值进行熵修正,使用熵修正会增大耗散,影响阻力的求解精度。本文针对非结构混合网格中Roe格式熵修正的特点,通过改进传统的Roe格式Harten-Yee熵修正方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的Harten-Yee熵修正改进方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析,改进后的熵修正方法残差收敛特性与原始Harten-Yee熵修正一致,计算精度提高,计算结果和无熵修正时基本一致,说明改进后的熵修正方法既保留了使用熵修正带来的程序鲁棒性等优点,同时把熵修正对阻力预测精度的影响降到了最低,验证了方法的有效性。采用改进后方法对第3届AIAA阻力会议的计算模型DLR-F6翼身组合体进行了详细的模拟,分析了网格收敛性和雷诺数的影响。结果表明：改进的Harten-Yee熵修正,更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

螺旋管内超临界航空煤油流动阻力特性

研究了系统压力、质量流速及螺旋管结构形式对超临界压力下航空煤油RP-3在螺旋管内的流动阻力特性.实验结果表明:螺旋管局部阻力系数变化曲线由螺旋管内流体临界雷诺数、拟临界温度分为明显的3个部分:工质温度低于拟临界温度且管内雷诺数小于螺旋管临界雷诺数时,局部损失系 数与雷诺数和螺旋直径与管径比D/d_in相关;流体温度低于拟临界温度且雷诺数大于临界雷诺数时,局部阻力系数只与D/d_in相关; 流体温度大于拟临界温度时,局部阻力系数除与雷诺数和D/d_in相关外,同时还与密度、黏性的大幅变化相关.另外,基于实验结果,提出了一种用压力、温度和螺旋直径与管径比进行修正的局部阻力系数关联式,拟合结果与实验结果相比,具有较好的一致性.      

具有凹陷涡发生器的网格冷却结构内的流动与传热特性

对一种具有U 形子通道以及凹陷涡发生器的新型网格冷却结构内的流动和传热特性进行了实验和数值计算研究,通过数值计算可以较准确地获得网格冷却结构的传热性能和流阻性能.在数值计算模型得到验证的基础上,还分别对具有U 形子通道和凹陷涡发生器的网格冷却结构,以及具有U 形和矩形子通道的网格冷却结构内的流动和传热性能进行了对比研究.对比研究表明:与矩形子通道相比,U 形子通道结构能够改善子通道底部的流动状况,降低流动阻力,但同时也略微降低了总体传热性能;在U 形子通道壁面上布置凹陷涡发生器能够显著增强底部流动扰动,大幅提高传热性能,但同时也增加了流动阻力.      

F1方程式赛车后升力翼的气动特性

以比例为1∶3的F1方程式赛车后升力翼为研究对象,研究了后升力翼攻角变化对F1方程式赛车气动阻力和气动升力的影响规律.在攻角为12°时,气动升力与气动阻力的比值的绝对值达到最大,此攻角就是F1方程式赛车后升力翼的最佳攻角,模型风洞试验验证了这一结论.      

模拟冲压进气条件对PDE推力测量影响

研究了射流模拟冲压进气条件下,气源喷口尺寸和气源压头对脉冲爆震发动机(PDE)地面台架试验推力测量的影响,分析地面台架试验中阻力和测量推力随模拟进气条件变化的规律。研究结果表明,PDE充填速度随气源压头或气源喷口尺寸的增加而增加;PDE阻力随气源压头的增加线性增加,随喷口尺寸增加而增加;喷口尺寸在78~105 mm内,PDE台架测量推力随喷口尺寸增加而增加。     

C型机翼几何参数影响规律和流动机理研究

基于F-4机翼,用CFD方法研究C型机翼几何参数的影响规律和流动机理.以诱导阻力最小为设计原则,获得了C型机翼翼梢几何参数影响的初步规律,揭示了C型机翼减小诱导阻力的流动机理,给出了垂直段和水平段对提高机翼气动性能的贡献.研究表明,C型机翼是一种气动效率高、可用于大型飞机研制的新型机翼.     

基于尾迹积分的阻力计算方法研究

利用尾迹积分法按阻力产生的物理机制,将阻力分解为熵增阻力和诱导阻力进行数值计算.翼型、机翼和翼身组合体标模算例表明,尾迹积分法可以清楚给出由粘性和激波产生的熵增阻力及诱导阻力的展向分布.熵增阻力计算时,尾迹积分截面要尽量靠近后缘,若尾迹积分截面向下游移动,由于数值耗散使翼尖涡动能转化为内能从而将部分诱导阻力转化为熵增阻力,使诱导阻力值偏小,需要进行熵增修正,修正后的总阻力与实验值吻合更好.与壁面积分法的对比分析表明,壁面积分法计算阻力误差大部分来源于压差阻力.利用尾迹积分计算了升力,与壁面积分法相比,给出的升力线斜率与实验值更接近.