基于光场成像的快照式气膜孔三维测量技术

叶片气膜孔的几何参数对其冷却效率具有十分重要的影响，需采取有效手段对加工的气膜孔几何参数进行检测。基于光场成像原理，初步探索了单光场相机快照式三维测量技术在气膜孔检测上的应用。与其他光学测量技术相比，该技术仅通过一次拍摄，即可快速从捕获的单张原始光场图像中计算得到气膜孔的三维点云数据，其数据采集效率很高。实验中对一组标准量块进行了测量，展示了单光场相机应用于工业级精密测量的潜力。对实际叶片上气膜孔几何参数的检测结果初步表明了该技术应用于气膜孔三维测量的可能性。由于单光场相机成像系统的结构简单，易于操作且便于与其他传感器设备集成，可为气膜孔三维测量问题提供一种新的解决方案。     

Theoretical modeling of vectoring dual synthetic jet based on regression analysis

The excellent vectoring characteristic of Dual Synthetic Jet (DSJ) provides a new control strategy for the active flow control, such as thrust vectoring control, large area cooling, separated flow control and so on. For incompressible flow, the influence relation of source variables, such as structure parameters of actuators, driving parameters and material attributes of piezoelectric vibrating diaphragm, on the vectoring DSJ and a theoretical model are established based on theoretical and regression analysis, which are all verified by numerical simulations. The two synthetic jets can be deemed as a main flow with a higher jet velocity and a disturbing flow with a lower jet velocity. The results indicate that the influence factors contain the low-pressure area formed at the exit of the disturbing flow, which could promote the vectoring deflection, and the impact effect of the disturbing flow and the suppressive effect of the main flow with the effect of restraining the vectoring deflection. The vectoring angle is a complex parameter coupled by all source variables. The detailed theoretical model, whose error is controlled within 3.6 degrees, can be used to quantitatively assess the vectoring feature of DSJ and thus to provide a guidance for designing the control law applied in the active flow control.     

高热流密度燃烧室壁面阵列空气射流-燃油组合冷却结构研究（爆震专刊）

针对高热流密度燃烧室壁面热防护需求提出了一种空气阵列射流冲击和燃油冷却肋板的集成冷却方式,在射流平均雷诺数(Re_j)为10000至30000、燃油进口流速(v_f)为2.33m/s至5.23m/s的范围内,采用数值模拟方法对其传热特性进行了研究,并基于壁面加热侧当量对流换热系数的概念,分析了基准肋板以及燃油冷却肋板的传热增强作用。与无肋板靶面的阵列射流冲击相比,带肋板阵列射流冲击的面积平均当量对流换热系数是前者的1.6倍,压力损失系数相对提高了约25%；采用燃油冷却肋板,加热壁面综合传热能力进一步增强,在Re_j=10000时,采用燃油冷却肋板的面积平均当量对流换热系数是基准肋板的1.5倍以上,即使在Re_j=30000时,燃油冷却肋板的传热增强比也可以达到1.2；燃油冷却肋板的出口温度相对进口温度的提升在20K~50K范围内,其提升幅度随着射流雷诺数或燃油进口流速的增大而减小。     

纵向波纹隔热屏气膜冷却特性实验

针对加力燃烧室纵向波纹隔热屏气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了隔热屏壁面的温度分布,分析了隔热屏板型、吹风比、开孔率等参数对气膜冷却效率的影响。实验中板型选取了平板和纵向波纹隔热屏,吹风比变化范围是0.5~3.0,开孔率变化范围是1.4%~3.7%。结果表明:相比于平板隔热屏的气膜冷却效率沿程逐渐增加,纵向波纹隔热屏的气膜冷却效率随波纹板的起伏而起伏且大于平板隔热屏;随着吹风比的增加气膜冷却效率逐渐加大,在吹风比为3.0时达到最大值;气膜冷却效率在波峰处低,波谷处高,整体上随波纹板的起伏而波动,吹风比越小,气膜冷却效率随波纹板的起伏变化越明显;高吹风比(吹风比为2.0~3.0)下,气膜冷却效率沿程变化与增幅较为缓慢;整体上,随着开孔率的增加气膜冷却效率逐渐加大,小开孔率(开孔率为1.4%、2.7%)下的气膜冷却效率相差不大,但在次流背风侧,开孔率小的气膜冷却效率要小于开孔率大的气膜冷却效率。      

针栓式推力室冷却特性试验研究

针栓式发动机具有推力调节简单、声学燃烧稳定性好和成本低廉等一系列优点,但目前对针栓式推力室的冷却特性掌握还不够深入,研制过程中曾多次出现因推力室冷却组织不好而烧蚀的问题。采用针栓式推力室试验件,对身部的冷却特性进行了深入研究,结果表明:推力室圆柱段前端的温度较低,无需采用专门的冷却措施;末端内侧气壁温度会达到约1650℃,局部存在明显的烧蚀现象,必须采取有效的热防护措施;下游冷却液膜量的变化对圆柱段的冷却特性影响较小。     

逆向进气复合角发散冷却孔流量系数试验

针对回流燃烧室外环壁面冷气与燃气流动方向相反的情况,试验研究了发散孔进气方向与环腔通道气流流动方向相反的条件下,复合角发散冷却孔流量系数随发散孔倾角(25°~55°)、偏角(90°~180°)及压降系数等参数的变化规律。研究结果表明:复合角发散孔的流量系数随倾角的增大而增大,随偏角的增大而减小；随着压降系数的增大,复合角发散孔的流量系数先呈近似线性增长,当压降系数大于0.95后,呈非线性增长且增长速度减缓。      

气流出口型面对凹面腔内激波聚焦起爆的影响

为提高两级脉冲爆震发动机工作的可靠性，探寻强化凹面腔内激波聚焦起爆爆震波的方法，通过数值模拟，采用氢气作为燃料、空气作为氧化剂，探讨了3种凹面腔气流出口型面及出口面积对激波聚焦起爆的影响。结果表明:采用垂直出口壁面有助于提高凹面腔内的激波聚焦起爆压力和温度，使起爆时刻提前，随着出口面积的减小，激波聚焦峰值压力有较大的提高；但效果不如垂直壁面，随着倾斜壁面出口面积减小，起爆点的压力和温度只有小幅度增加，起爆时刻基本无变化；采用弧形出口壁面，不能对向凹面腔底部传播的激波产生反射强化作用，不能有效起爆爆震波。对比3种出口壁面型面，垂直壁面能更有利于凹面腔内的能量聚集，强化激波聚焦起爆爆震波。      

变攻角下被动射流旋涡对高速扩压叶栅性能的影响

对被动射流旋涡(PJV)控制高速扩压叶栅内的流动分离控制展开数值研究,并探究其在变工况条件下的适应特性。结果表明,PJV在设计攻角下可使叶栅总压损失系数降低5.2%,变攻角条件下的损失降低幅度最高可达7.8%,表明其具有较高的控制效率和良好的变工况适应特性。随着攻角的增大,吸力面分离位置提前,射流出口与分离区间的距离减小,PJV能够更为有效地促进附面层内低能流体与主流间的动量交换,使得壁面涡结构得到重新组织,并进一步影响通道涡、集中脱落涡等涡系结构的发展,从而推迟流动分离、减小损失。在综合考虑变攻角流场特性的前提下,应使PJV的作用位置位于分离区上游不远处,所研究的最佳射流位置位于叶片前缘上游40%轴向弦长处。      

改善横向波纹隔热屏综合冷却效率的发散冷却结构优化

为改善横向波纹隔热屏综合冷却效果，采用三维数值模拟和基于支持向量机的代理优化模型，在给定的单位面积冷却空气流量下对发散冷却结构参数进行了优化研究。设计变量选取为气膜孔直径、气膜孔排布的展向间距和流向间距，以面积平均综合冷却效率作为目标函数，通过遗传算法搜索获得了设计变量区间内的优化设计点。在隔热屏单位表面积冷却空气流量G_f = 2.647 kg/（m²?s）的工况下，优化后的d、P和S分别为0.8、4和5 mm。研究结果表明，优化的隔热屏冷却结构应具有较小的气膜孔直径d和展向间距P，以及适中的流向间距S。相对于参考结构，优化后的发散冷却结构能够改善沿流向的气膜覆盖，缩减发散冷却起始段局部高温段，起到增强隔热屏发散冷却综合冷却效率的作用。     

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。