开启方式对短舱泄压门性能特性影响

对不同开启方式下短舱泄压门性能特性进行了数值模拟,并根据NACA TN4007报告中的试验数据验证了数值计算的正确性,在此基础上,研究了在不同马赫数(Ma=0.5,0.7,0.9)和不同压力比(Rp=1.2,1.4,1.6)下开启方式对泄压门排放性能和受力特性的影响。计算结果表明:在一定马赫数下,泄压门排放系数随压力比的增加而增加;而在一定压力比下,泄压门排放系数随马赫数的升高而减小;在开启方式2下泄压门排放系数略优于开启方式1下,由于开启方式1下泄压门平行于来流,因此开启方式1下泄压门推力系数远小于开启方式2下,而泄压门力矩系数高于开启方式2下,约为开启方式2下的2倍。      

温度比对导叶端壁冷却特性的影响

利用高温风洞及远红外热像技术,在两种主流/冷气温度比(1.53和2.29)和3种冷气/主流质量流量比(0.50%, 1.25%和1.50%)下,研究了温度比对导叶端壁综合冷却特性的影响。对比高、低温比下的实验结果发现:保持冷流温度不变,通过增加主流温度来提高温比,会使整个端壁表面冷却效率却显著增加;高温比改变了端壁表面的冷却特性,端壁不同位置冷却效率在高温比时增加的幅度不同,端壁高、低冷却效率区发生变化,适用于低温比的气膜孔布局方案可能并不适用于高温比;温比对端壁前缘冷却特性的影响较大,对端壁尾缘的影响较小。      

考虑应力比修正的应力梯度影响指数计算方法

基于考虑应力梯度的寿命预测模型,深入研究了不同应力比对应力梯度影响指数的影响。通过引入新的参数,对模型进行修正,并以典型合金的试验数据为基础,进行寿命预测并考核计算精度。结果表明:修正后的模型能够更合理地考虑局部应力比对应力梯度影响指数的影响,寿命预测结果相比于修正前更接近试验值,对TC4(200 ℃)、GH4169(500、650 ℃)缺口试件的疲劳寿命预测结果多在2.0倍分散带以内,部分数据的预测结果可在1.5倍分散带以内。      

一种新型乘波体设计方法研究

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基础上引入一条新的出口激波圆心曲线;通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体体积和容积率的目的;设计四种乘波体———传统吻切锥乘波体、激波半径减小乘波体、激波半径加长乘波体和直线ICC乘波体,并采用CFD数值模拟方法对四种乘波体进行对比分析。结果表明:所提乘波体设计方法合理可行;在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,四种乘波体升阻比接近,本文设计的乘波体具有更大的容积率和更好的应用价值。     

TBCC发动机涡轮进气道喷水冷却特性数值研究

对涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机涡轮进气道进行喷水冷却是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效方式之一。本文基于实际流场条件选取某型TBCC发动机涡轮进气道结构,对进气道内喷水冷却特性进行了数值仿真,研究飞行器不同工况下水滴的蒸发特性及喷水对来流高温空气的预冷效果。结果表明,来流空气温度降幅随水气比提高而增大,最高温降可达152.4K。水气比提高后水滴蒸发率逐渐降低,但蒸发总量仍会继续上升。相同水气比条件下,飞行马赫数越高,喷水冷却效果越明显。在Ma3.5飞行速度和水气比0.03条件下有最高蒸发率,达83.05%。喷水冷却有效扩展了涡轮模态飞行马赫数,最高能使飞行速度提升至Ma2.84,即喷水冷却扩展了TBCC从涡轮模态向超燃冲压模态转换的衔接速域。     

预混旋流多喷嘴火焰激光可视化实验研究

为了研究预混旋流多喷嘴火焰结构及当量比对多喷嘴火焰结构的影响,针对当量比0.51～0.8的甲烷/空气预混旋流多喷嘴火焰开展了平面激光诱导荧光测量研究。通过实验,获得了不同当量比下预混旋流多喷嘴火焰时均火焰形态和瞬态火焰结构分布特点。实验结果表明,相邻火焰相互冲刷,在相互作用区内强化了燃烧化学反应。相邻火焰之间的相互作用随着当量比的减小逐渐减弱,当量比小于0.53时,中心火焰熄灭,相邻火焰相互作用消失。多喷嘴外侧火焰推举高度小于中心火焰,稳定范围比中心火焰宽。当量比大于0.6时火焰推举高度随当量比的变化不明显,当量比小于0.6后火焰推举高度随着当量比的减小显著增加。随着当量比的降低,湍流脉动对火焰的褶皱扭曲作用逐渐增强,湍流火焰传播速度与层流火焰传播速度之比逐渐增大。     

气体燃料气动火焰稳定器混合特性的初步研究

为了克服航空发动机加力燃烧室传统钝体火焰稳定器存在的流阻较大、燃烧效率较低和红外辐射偏大的缺点,设计了一种气体燃料气动火焰稳定器,通过喷射气体燃料射流形成气动屏障来产生回流区从而稳定火焰,并采用数值模拟计算和实验测试的方法研究了气体燃料火焰稳定器的混合特性。数值模拟计算表明气动火焰稳定器掺混速度快,可在回流区内形成余气系数比较均匀的混合物,且回流区内余气系数分布随来流和射流的参数变化基本保持恒定不变,实验结果证实了数值模拟的结果,并表明采用气动火焰稳定器的燃烧效率较高,部分工况可达98%以上,可为加力燃烧室火焰稳定器的研究和设计提供参考和依据。     

扇形叶栅通道中密度比和流量比对叶片表面全气膜冷却特性的影响

为了研究扇形通道中真实三维弯扭导向叶片全气膜冷却特性,本文采用压敏漆(PSP)测试技术实验测量了叶片全气膜冷却效率,获得了不同密度比(1、1.5)和质量流量比(9.71%、11.64%、12.47%)对叶片全气膜冷却效率的影响规律,结果表明：低密度比条件下,随着出流比增加,叶片压力面侧气膜冷却效率逐渐增加,叶片吸力面侧靠近前缘区域气膜孔下游的冷却效率减小；密度比增加可以使叶片整体气膜冷却效率提高,其中压力面前侧靠近前缘区域的冷却效率提高最为明显,最多提高了182%；高密度比条件下,增加出流比仅会使得压力面侧-0.8< S/C <0气膜冷却效率小幅度增加。     

TC1钛合金端盖零件热拉深成形工艺研究

针对TC1钛合金端盖零件的结构特点,分析了零件的成形难点,对热拉深工艺的模具材料、温度、压边间隙、拉深速度等对零件成形性能的影响进行了研究,提出了合理的工艺参数。结果表明,该工艺方法可实现薄壁、大拉深比的TC1钛合金零件的精确成形,采用空气脱模的方式可获得平面度满足设计要求的零件,为类似零件的取件提供了工艺参考。     

基于两阶段优化的初至波自动拾取算法

拾取初至波是近地表建模方法中的重要步骤。初至波的精确拾取可以影响到很多方面的工作,例如静校正和速度建模等,但是初至波受到强烈的背景噪声和复杂的近地表结构的影响,拾取的精确性会减低。本文提出了基于两阶段优化的初至波自动拾取算法。本文把初至拾取问题分成了两个子问题,分别产生两个优化目标,根据优化目标,生成优化函数。算法采用两个步骤:(1)先用纵向滑动窗口把初至波可能存在的范围带找出来;(2)改进了能量比率算法,在第1步找到的范围带中拾取初至波。在两个数据集上,将FPTO算法与反向传播神经网络方法(Backpropagation neural networks method,BNN)、直接相关方法(Direct correlation method,DC)以及Coppens的改进方法(Modified Coppens’s method,MCM)3种算法进行了对比,精确度得到了很大提升,算法的稳定性得到证明。