一种高负荷叶型优化设计方法

采用3段3次贝塞尔曲线拟合叶型中弧线弯角分布,两段3次贝塞尔曲线拟合厚度分布,进行流线面造型,并结合优化算法进行寻优.S1流场评价工具为MISES软件,寻优算法为遗传算法（GA）.将传统遗传算法进行改进,引入并行模块,较大程度地提高了计算效率.实现了高负荷叶型的自动优化,探讨了高负荷叶型的设计准则,并将准则应用于超声叶型设计.结果表明:相比于原始叶型,优化后的叶型Ⅰ在总压损失系数略降低和出口气流角不变的条件下,可用攻角范围拓宽约2°,叶型Ⅱ的总压损失系数明显降低,可用攻角范围拓宽约0.6°,落后角降低约3.9°.      

超声压气机叶型设计方法

在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。     

一种叶轮机三维叶型黏性反问题方法

提出了一种应用于叶轮机三维叶片气动设计的黏性反问题方法,该方法将叶片表面边界视为是运动的壁面,通过建立并求解壁面法向动量方程,从而可根据给定的压力分布或压力面与吸力面之间的压力差分布直接求解叶型几何.结果表明:该方法可与定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模拟配合进行求解,鲁棒性强、计算耗时短,且符合真实黏性流动环境,无需对叶型进行黏性修正.算例验证结果显示,该方法在单排和多排叶片环境下都能获得反问题解,计算稳定性和收敛性良好.      

亚音速升力面理论的一种新解法

本文提供了亚音速升力面理论的一种新解法,可求解亚音速流中有限翼展机翼的载荷分布。计算中采用传统的弦向级数和展向分条。证明了Mangler二重奇异积分可交换积分次序,从而使积分可解析地求出。对弦向积分的被积函数作多项式分段逼近,可使核函数的表达式成为封闭形式的有限和,导致性态很好的系数矩阵。计算结果与实验及其它方法的结果作了比较,并给出了计算效率。     

一种压气机叶型的可控环量尾缘造型方法

为了提高压气机叶型负荷,提出了一种可控环量尾缘造型方法,该方法对叶型尾缘处弦长2%的区域进行特殊造型,通过改变流动后驻点位置从而提高叶型环量,增加叶型气流转角。在不同马赫数及雷诺数下进行数值模拟得到了一致的结论。数值模拟结果显示:以设计进气角D因子为0.52的叶型为基准叶型,采用可控环量尾缘造型后叶型气流转角可提高21%,同时总压损失基本无变化,部分叶型甚至在气流转角提高的同时总压损失有所降低。而当气流折转角相同时,可控环量尾缘可以比传统尾缘的总压损失更小。      

低速叶型气动反问题设计方法

 低马赫数不可压流动中声速与流速大小差别巨大,采用基于可压缩流动控制方程的计算格式求解流场时,由于数值黏性的污染,解的精度低且收敛性差,通常可使用时间预处理技术来解决这一问题。在基于控制理论的优化方法中,共轭方程的Jacobian矩阵和流动方程的系数矩阵相似,因而在低流动马赫数下,求解共轭方程存在着与求解流动方程相同的数值污染和数值刚性问题。首先推导了带有预处理的Roe格式,然后发展了适合全速度流动的共轭方程求解方法,最后选取翼型和叶栅两个典型算例进行了验证。计算结果表明所发展的方法可很好地用于低马赫数时的气动反问题设计。     

一种弹道导弹再入弹道解析方法

在现有再入段解析方法的基础上,考虑更为贴近实际的条件因素,求得一组新的弹道导弹再入弹道解析解.首先,在忽略引力影响的条件下,求解非线性微分方程组,得到零阶速度解和零阶速度倾角;再代入原方程组解出一阶速度、再入段飞行时间、速度倾角及射程的解析表达式;最后通过仿真计算证明了该方法的优越性.     

高负荷跨声速涡轮叶型设计方法研究

为合理控制涡轮叶栅内超声速区域的流动结构、降低激波损失,提出一种跨声速涡轮叶型设计方法。通过构造叶栅跨声速流动区域的波系结构,采用预压缩等设计,在提高涡轮叶型气动负荷的同时降低了涡轮叶栅内激波强度。应用该方法完成了高压涡轮的气动改进。结果表明:全新的高负荷跨声速涡轮叶型设计方法,对提高涡轮气动效率和涡轮叶型气动负荷、降低跨声速涡轮叶栅内的激波损失具有明显的效果。     

高亚音速翼梢小翼的设计方法和风洞试验结果

翼梢小翼是安装在翼尖上的、比较小的、几乎垂直的、像机翼一样的表面，在相同的升力条件和亚音速马赫数条件下，它所获得的阻力系数的减小量要比相同结构重量损失下单纯的翼尖延伸的阻力系数大。主要表面安装在翼尖的后上方，较小的次要表面安装在翼尖的前下方。文章包括有关这些表面设计的讨论：测量到的这些表面对第一代窄体喷气式运输机机翼设计状态的空气动力学、力矩和载荷产生一定的影响；并且把这些影响与翼尖延伸所产生的影响进行比较，其结果是翼尖延伸翼身接合处弯矩的增加量与增加翼梢小翼后翼身接合处弯矩的增加量大致相当。这项研究的试验是在兰利8英尺跨音速高压风洞中进行的。在设计马赫数为0．78，靠近设计升力系数的情况下，翼梢小翼结构可使诱导阻力减小约20％，并使机翼的升阻比增加约9％，升阻比的这个增量比翼尖延伸获得的升阻比大一倍多。增加翼梢小翼后的俯仰力矩系数的负增长小于通过翼尖延伸获得的俯仰力矩系数。试验结构表明与翼尖延伸相比较，通过翼梢小翼得到的整体性能的改善与上翼梢小翼的安装角有明显的关系。     

基于优化技术的叶型反方法改进设计

在势流函数反方法设计叶型的过程中,通过分析叶片表面速度分布对叶型形状的影响规律,发现采用局部区域速度分布调整,可有效的克服以往反方法设计叶型中易出现的非物理解现象,并针对叶型前缘和尾缘的几何封闭问题分别建立了优化目标函数,借助流场求解中的优化迭代技术获得了具有良好气动性能并满足几何约束的叶型设计结果。对典型叶型的三个设计算例表明:所研究的叶型反问题优化设计方法,具有设计精度较高,适用范围较宽,工程应用性较好等优点。      

具有瞬变失速流态的亚音速扩压器性能预测方法

本文介绍了文献[4]所提出的一种具有瞬变失速流态的二元亚音速扩压器性能预测方法,介绍了一个新的摩擦系数关系式和一个新的渗混率公式,可用于扩压器内具有较大失速区的计算.本方法同时也适用于无失速及完全失速流态的计算,因此大大扩充了文献[3]的应用范围.计算结果与本文作者所做的实验数据相比较后得出:对大展弦比的二元扩压器,C_p值计算误差在2θ≤20°时约为1%,当2θ>20°时,其C_p计算值误差将随2θ的增加而增大.而对小展弦比二元扩压器由于两底壁附面层的影响,C_p计算值约高于实验值4%.本文对文献[4]所提出的方法作出评估.     

AN IMPROVED MEAN SURFACE METHOD FOR SUBSONIC PROPELLER NOISE PREDICTION

ＡＮＩＭＰＲＯＶＥＤＭＥＡＮＳＵＲＦＡＣＥＭＥＴＨＯＤＦＯＲＳＵＢＳＯＮＩＣＰＲＯＰＥＬＬＥＲＮＯＩＳＥＰＲＥＤＩＣＴＩＯＮＬｉＸｉａｏｄｏｎｇ；ＳｕｎＸｉａｏｆｅｎｇ；ＨｕＺｏｎｇａｎ；ＺｈｏｕＳｈｅｎｇ（Ｆａｃｕｌｔｙ４０７，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉ...     

一种亚音螺旋桨声场中间面快速算法

发展了一种改进的亚音螺旋桨声场中间面快速算法。通过引入薄翼假设,在时域里求解ＦｆｏｗｃｓＷｉｌｌｉａｍｓ＆Ｈａｗｋｉｎｇｓ（ＦＷ－Ｈ）方程,对处于自由空间中的亚音螺旋桨声场进行预测。数值计算结果表明,与目前广泛运用的全表面公式（ＳＦＳＭ）、旧中间面公式（ＯＭＳＭ））相比,新发展的快速近似算法（ＮＭＳＭ）所需计算时间和计算机内存约为ＳＦＳＭ方法的５０％,ＯＭＳＭ方法的５０～６０％。若与跨音消失球法（ＴＣＳＭ）相比,所需ＣＰＵ时间只有ＴＣＳＭ法的１０～１３％;而且计算结果也在工程精度允许范围内。在螺旋桨工程设计初期以及所需精度不太高的场合,该法不失为一种可靠的快速算法。     

涡轮叶栅叶型损失的数值模拟方法

给出了一个计算亚、跨音涡轮叶栅叶型损失的数值计算方法。主流采用时间推进有限体积法求解积分型欧拉方程,并采用了局部网格修正技术;附面层采用全隐格式求解有限差分方程;在叶栅出口与远后方均匀流之间进行了叶片尾迹与主流的掺混损失计算。算例表明本文的数值方法可准确地预测涡轮叶栅的叶型损失。     

壁压法低速风洞洞壁干扰修正

 对于低速风洞中大模型、大迎角以及一般具有分离流的情况,本文采用壁压测量用影响函数法计算了洞壁干扰,并进行了实验验证.计算与实验表明,本文的计算是可靠的提供的曲线数据可供实际使用。     

跨音涡轮叶栅计算机辅助设计

 本文介绍了一种跨音涡轮叶片造型、气动设计的计算机辅助设计方法,它是“涡轮叶片一体化CAD系统”的核心环节之一。对应用该方法设计的大负荷斜切口叶背反凹叶型作了叶栅吹风试验,获得了很好的超音叶栅性能,但亚音工况叶栅性能略受影响。     

二维可压粘性叶栅流场计算的预测修正迭代多重网格法

 本文中提出了一种解可压N-S方程的快速数值法。它由预测步,修正步,迭代步以及多重网格法构成。叶栅出口采用了一种使数值解收敛性进一步加快的技术,我们称之为定常无反射边界条件技术。本文应用了k-ε双方程紊流模型。 对若干叶栅在-13°～8°的攻角范围内进行了数值试验,并与对应的物理实验结果进行了比较。结果是满意的。     

亚音速升力面气动敏感性导数计算

具有任意曲线前缘的亚音速升力面的气动敏感性导数由核函数法给出。用自适应积分法计算弦向积分,用Multhopp法结合抽去奇点,计算Mangler积分主值。将积分核展成Chebyshef多项式的渐近展开式以保证结果的收敛性。最后将广义力系数及其敏感性导数表示成简单形式,对椭圆、矩形和后掠机翼作了计算,所得结果在升力面理论精度范围内与直接由核函数法得到的结果一致;而且所得到的偏导数可在飞机设计中分析综合用于多学科优化。     

直升机飞行使用任务剖面编制方法

包含直升机飞行状态的使用顺序和出现率的飞行使用任务剖面,是编制直升机低周疲劳寿命可靠性分析载荷谱和可靠性试验载荷谱的基本依据.在直升机型号研制过程中一般是先根据飞行谱和典型飞行科目用理论的方法编制任务剖面.本文较完整地介绍了一套可供借鉴的直升机任务剖面编制方法,提出了其应遵循的原则.为保证完成所占时间比例较小的飞行状态的基本时间,可将任务剖面的周期放大,使其包含若干个基本任务剖面周期.针对不同的使用目的,可按损伤等效的原则对其进行简化.本文结合实例作了讨论.