中心体位置对轴对称可调进气道跨声速流动特性的影响研究

为了探究跨声速状态下轴对称中心体可调进气道的流动特性,设计了一个轴对称变几何进气道,研究了其在Ma0=1.1时不同中心体调节位置下的流场特征和气动性能,获得了其口部和泄流腔内流动特性、节流特性以及气动性能.结果表明:四个不同中心体位置的进气道在Ma0=1.1状态下呈现出3种不同的口部波系结构,分别为:全亚声速流动、"λ...     

某型主燃油泵调节器离心飞重在油液中的轴向力计算

针对某型涡扇发动机离心飞重在油液中工作时轴向力的计算问题,提出了一种带油液修正的计算方式。首先确定其数学模型,再通过换算离心力的计算公式建立转速测量装置模型,为了验证其准确性,通过计算结果建立AMESim模型,并与该型发动机实际性能测试数据进行了对比。结果表明,离心飞重AMESim仿真模型输出结果与试验结果一致,该计算方法可以很好地模拟离心飞重的实际工作情况。     

180°弯管与离心压气机蜗壳的耦合作用分析

离心压气机进气弯管与蜗壳非对称结构在周向上的相对位置会使压气机性能发生变化,为了明确引起压气机性能发生改变的原因,给弯管安装方式的选择及压气机的设计提供理论指导,采用实验和计算相结合的方法,研究了带有直管和不同周向安装位置的180°弯管进气方式的离心压气机工作特性及内部流动特性。结果表明:改变弯管与蜗壳非对称结构在周向上的相对位置,弯管出口流场畸变区域在周向上的位置会发生变化,从而改变了其与叶轮出口畸变流场的耦合作用效果,因此压气机性能发生变化。两种畸变流场间的相互作用会影响叶轮内部流场的周向均匀程度。当弯管出口低静压区域与叶轮出口高静压区域作用于相同叶片槽道进出口时,叶轮内部流场周向上的分布最不均匀,在这种情况下的压气机性能低于其他弯管安装角度下的压气机性能。为了保证安装弯管后离心压气机性能相对直管进气的下降程度不超过3%,应该使弯管出口高静压区域与叶轮出口高静压区域施加于相同叶片槽道。基于上述原则,确定了压气机效率下降较小的弯管安装周向位置的选择范围。     

高负荷多级轴流压气机级间引气数值模拟

采用数值模拟的方法,以一台高负荷8级轴流压气机为研究对象,研究了级间引气对压气机总体性能、内部流场和级间匹配特性的影响.结果表明:级间引气可以显著提高压气机的总体性能,引气使得压气机进口流量增加近1%,最高效率提高约1.5%;引气会使引气位置处的压力降低,气流密度减小,从而使得引气位置上游的流量增加,转子最大载荷位置向下游移动,引气位置下游的流量减小,而转子最大负荷位置基本保持不变;引气还会使引气位置上下游各级的工作点位置发生变化,改变压气机的级间匹配特性.同时静子尾部机匣处引气还会使引气位置下游机匣处的附面层厚度减小,改变下游转子的进口条件.      

局部构形改变对尾旋特性的影响

在完成了某型飞机模型自由飞失速／尾旋特性试验研究的基础上，改变飞机局部构形，加装腹鳍和翼刀，进行其失效／尾旋特性探索性试验。着重介绍试验的情况以及几种改变的不同组合对尾旋模态的影响，为设计部门更改设计提供了依据。     

超燃冲压发动机控制技术研究

双模超燃冲压发动机虽然可以在较宽的飞行速度范围都具有较高的性能,但却会遇到超燃、发动机温度过高、高速气流等热物理问题。由于进气道-燃烧室相互影响造成的突变和迟滞特性,使其控制系统研制具有复杂性和特殊性。对国外在双模超燃冲压发动机控制方面发展情况做了介绍,总结了目前在该领域存在的问题,并且分析了其在飞/推一体化控制、进气道控制、调节/保护及模态转换控制等方面存在的关键问题。     

旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性影响研究

为研究旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性的影响,建立了一种基于计算流体力学(CFD)技术的共轴刚性旋翼直升机全机气动干扰分析方法。通过某模型旋翼进行计算并与试验数据对比,验证了该方法的正确性。然后,针对旋翼间距、旋翼轴前倾角和桨毂中心相对直升机重心位置对共轴旋翼与旋翼/机身的气动特性进行了研究,分析了旋翼布局改变对共轴旋翼及旋翼/机身气动影响。结果表明：3个旋翼布局参数改变对悬停及前飞状态的气动特性均存在一定影响,其中旋翼轴前倾角影响明显;随旋翼轴前倾程度增加,悬停状态下轴向速度峰值与机身上表面相对压力峰值出现前移情况,前飞状态下桨毂中心后侧的轴向速度和机身上表面相对压力数值均有所减小。     

改进型CLOR桨尖旋翼气动特性试验研究及数值分析

 通过风洞试验及数值模拟对具有改进型CLOR(CLOR-Ⅱ)桨尖的旋翼悬停和前飞状态气动特性开展研究。在CLOR桨尖旋翼试验及数值分析的基础上,考虑旋翼非定常流场特点,兼顾旋翼悬停和前飞气动性能,对旋翼桨叶的气动外形进行了改进,主要包括采用多种翼型优化配置以综合改善旋翼前行侧压缩性及后行侧桨叶失速特性,并考虑旋翼前飞状态对其桨叶动力学特性的需求,重新设计了桨尖前后缘的外形。在风洞中分别对3种旋翼进行多种状态条件下的试验研究,为从流动细节上获得不同桨尖旋翼的气动特性差别,采用计算流体力学(CFD)方法对试验状态进行了数值模拟对比。对更高转速状态进行模拟,结果表明相对于其他两种旋翼,CLOR-Ⅱ桨尖旋翼在改善跨声速特性和提高失速迎角等方面具有明显优势,而且综合提高了旋翼悬停和前飞气动性能。     

巡飞器无舵偏情况下的气动数值分析

采用SSTk-ω二方程湍流模型,通过解耦求解雷诺平均N-S方程实现对巡飞器无舵偏情况下湍流流场的数值模拟。对巡飞器低雷诺数绕流流场进行了计算,分析了其在无舵偏情况下气动特性随迎角、侧滑角的变化情况。仿真结果表明,巡飞器采用充气式机翼后,具有很好的失速性能与较好的大迎角稳定性。     

共轴式直升机的气动特性、操稳特性与机动性分析

从气动布局与气动特性入手,对比了共轴式直升机与单旋翼直升机的悬停、垂直飞行及前飞性能,分析了共轴式直升机的气动布局与操稳特性对其机动能力的影响,最后介绍了共轴式直升机两种特殊机动动作.     

涵道风扇布局参数对其气动特性的影响研究

基于Navier-Stokes方程开展了不同气动布局参数下的涵道风扇非定常气动特性数值模拟研究。首先,结合滑移网格方法建立了适用于涵道风扇流场求解的数值模拟方法,并基于NASA涵道风扇试验模型开展了气动性能计算验证。随后,基于所建立的CFD方法开展了涵道风扇气动布局参数对其气动特性的影响研究,揭示了悬停状态下桨尖间隙和桨盘/涵道轴向相对位置对涵道风扇流场与气动性能的影响规律。结果表明：较大的桨尖间隙对桨尖涡的抑制作用减弱,导致涵道风扇的气动性能大幅降低,同时,桨尖涡强度的增加极大地改变了桨叶尖部的压强分布;当桨盘由基准位置向涵道出口方向移动时,涵道内的诱导速度分布发生改变,涵道唇口处气流速度降低,唇口的负压峰值下降,导致涵道拉力减小,当桨盘位置由基准位置向涵道入口移动时,桨尖涡的卷起对唇口处流动的影响加剧,导致涵道拉力明显降低。     

我国第一架双旋翼共轴式直升机

北京航空航天大学研制的我国第一架双旋翼共轴式载人直升机“蜜蜂16”于1997年夏季试飞成功。试飞的主要科目有悬停转弯,前飞,后飞,左右侧飞,低空盘旋,倒“8”字飞行……试飞结果表明,该机动力特性和空气动力特性达到了设计要求,操纵性和机动性能良好。该机可用于空中巡逻、森林防火、摄影、通信等。     

非定常机匣处理扩大压气机稳定裕度实验

从非定常角度出发,设计了一种通过改变斜槽和气室来调节壁面阻抗边界条件的非定常处理机匣,并对其开展扩大轴流风扇/压气机旋转失速稳定性的实验研究.研究工作包括:对非定常处理机匣进行流量-压比特性实验,研究其扩稳效果;对处理机匣的结构参数(斜槽、气室)进行可调节特性实验;对机匣处理的效率特性进行实验评估.结果表明:这种非定常机匣处理在三台低速风扇/压气机实验台上,通过调节机匣参数,不仅能够实现在不同的工作转速下对压气机稳定裕度有显著效果,而且效率没有明显改变.      

前、后排叶片相对位置对串列转子性能的影响

在折合叶尖切线速度381m/s条件下,利用跨声串列转子技术实现了总压比2.25,负荷系数高达0.55的风扇转子设计。基于数值模拟结果,分析了串列转子前、后排叶片周向和轴向几何相对位置的变化对各自其整体性能的影响及原因。研究结果表明:前、后排几何相对位置的变化改变了后排叶片堵塞系数及其进、出的轴向速度和气流角,因而改变了速度三角形,导致了串列转子整体及各排叶片速度三角形及特性的变化;对于前、后排叶片最佳几何相对位置的选择,当后排叶片在前排叶片弦向上有0.1～0.15倍弦长的重叠时、后排叶片在周向上较为靠近前排叶片压力面时,串列转子能够获得较高的气动性能。     

可跳飞自转旋翼飞行器推/升力系统参数优化

对自转旋翼飞行器推/升力系统参数进行了特性分析和多目标优化设计,解决了具有跳飞性能的现代旋翼机总体方案和系统设计难题.采用叶素理论和动态入流理论,以数值积分的方法建立推力和升力计算模型;在能量转换关系和自转旋翼气动特性的基础上,建立了旋翼机跳飞性能计算模型,分析了参数对跳飞过程的影响,并以算例验证了计算模型有效可靠.基于六西格玛和改进的遗传算法,对推/升力系统参数分层地进行了多目标优化,优化结果表明本文方法正确合理,优化后的系统参数提高了飞行器总体性能.      

射频离子推力器放电与引出特性调节规律仿真与试验研究

获得射频离子推力器放电与引出特性调节规律,是制定性能调节控制优化算法的核心问题。为了获得射频离子推力器放电与引出特性,采用数值计算与试验研究的手段,对LRIT-40射频离子推力器放电与引出特性调节规律开展了研究。研究结果表明:模型能够正确描述放电与引出特性调节规律;射频功率适合作为精调参数,用于连续平滑地调节性能;屏栅电压调节存在明显拐点,当屏栅电压低于拐点,可配合射频功率对性能进行精调;当屏栅电压高于拐点,适合作为快速响应调节参数;65W～85W射频功率、800V～1500V屏栅电压能够实现推力1.5mN～4.7mN,比冲1300s～3920s宽范围调节,制定性能调节优化控制算法时,应根据需要选取最小参数调节区间。     

鸭翼对盒式翼布局气动特性的影响研究

盒式翼布局带有前置鸭翼对飞机纵向力矩特性产生显著的影响。针对某盒式翼布局无人机,采用数值模拟方法研究鸭翼对盒式翼布局气动性能的影响,以及鸭翼安装角、鸭翼沿机身轴线的纵向位置和鸭翼面积对巡航状态下盒式翼布局气动性能的影响。结果表明:鸭翼可以提高盒式翼布局的最大升力系数和失速迎角,可以有效地调节纵向力矩,但是会使最大升阻比略微减小;在巡航迎角3°、巡航速度50m/s状态下,鸭翼安装角和鸭翼面积对盒式翼布局气动特性影响较大,而鸭翼纵向位置对盒式翼布局气动特性影响较小。综合考虑鸭翼的上述参数,可以显著提高盒式翼布局的气动性能。     

局部进气ATR涡轮性能影响因素数值模拟研究

为研究局部进气条件下ATR涡轮内的流动特性,对局部进气涡轮进行定常和非定常数值模拟.定常计算采用冻结转子方法,改变动叶与静叶的周向相对位置研究涡轮内流场特征;改变进气扇区布局、进口参数和局部进气度,研究其对涡轮性能的影响.研究结果表明,对于给定局部进气度,进气扇区整体布局时,涡轮性能的优越性最大;在局部进气ATR涡轮的设计中,需要综合考虑流量、效率和功率3个因素来决定局部进气度.不同位置定常流动结果的平均值与非定常流动的时均值存在差异,非定常计算更好地展示了静叶尾迹和流动积累效应的影响,因而更加可靠.     

共轴刚性旋翼直升机与单旋翼直升机操稳特性对比研究

为研究共轴刚性旋翼直升机与传统单旋翼直升机飞行动力学特性的差异,分别针对两种构型的直升机建立了飞行动力学模型。根据全机平衡方程进行了不同飞行速度下两种构型直升机的配平特性验证计算;依据“小扰动”假设建立了线化运动方程组,对悬停及前飞状态下的样例直升机进行了操稳特性的对比计算与分析。结果表明:两种构型样例直升机在操稳特性总体表现较为相似。在稳定性表现上,单旋翼构型直升机的非周期模态、螺旋模态及前飞时的操纵性能均优于共轴刚性旋翼构型直升机;不同于单旋翼构型,悬停及前飞状态下共轴刚性旋翼直升机的滚转与偏航操纵性能均变差。     

级间引气对多级轴流压气机性能的影响

为了验证多级轴流压气机级间引气对其性能的影响,建立了在设计过程中优化改进级间引气的依据,基于数值模拟和试验的方法,研究了级间引气对某总压比20以上的10级轴流压气机总性能和匹配特性的影响。结果表明：引气对压气机各级的单级特性影响较小,但改变了压气机进口总流量和引气上下游的流量分配及级间匹配,进而影响了压气机的总性能。在多级轴流压气机设计转速状态下,前面级处于流量堵塞工况,与第7级引气相比,第4级引气可显著增大压气机的流量,改变压气机匹配特性,引气位置越远离压气机进口对总流量的影响越小。试验结果表明：第4级引气增加或者减少2%,总流量相应增加0.8%或者减少1.3%。相比第4级增加引气,第4级减少引气对压气机性能影响更为显著。试验得到的引气对压气机总性能、各级工作点匹配影响与数值模拟的一致。