基于超声速冲动式转子的下游静叶气动设计方法研究

针对超声速轴流压气机,分析了两类传统超声速压气机转子的内部流动特点.为有效解决超声速冲动式转子出口绝对马赫数过高,下游静叶设计困难的问题,提出了两种该类转子的下游静叶气动设计方法,并利用该方法对一冲动式转子进行了静叶匹配.基于数值模拟手段,对匹配结果进行了验证分析.三维粘性的数值模拟结果表明,该设计初步实现了最初设想的流动状态.其中,对于第一种静叶气动设计方法,在实现超声速入口来流降为亚声速但气流在静叶中折转可以忽略的情况下,实现了一级压比不低于2.2、级效率不小于82％的超声速压气机级设计;对于第二种静叶气动设计方法,实现了一级压比不低于2.1、级效率不小于77％的超声速压气机级设计.对于上述两种静叶设计方法,考虑到静叶入口存在正激波时级效率最高,因此该设计方法并没有达到有效降低静叶入口激波损失的目的.     

TECH56技术计划的高压压气机技术

在TECH56技术计划中,CFMI公司采用三维气动程序设计了一台新的6级高性能压气机。该压气机的总设计目标是:在减少级数的同时大大减少部件数,并提高性能。为此,CFMI公司采用前掠转子和弓形静子,以提高性能;第1,2级采用整体叶盘结构,以降低维修费用、提高耐久性和减少部件数。另外,与目前生产型CFM56发动机压气机相比,压气机叶片数由1518片减少到968片,可调静子级数由4     

机匣处理作用下高负荷轴流压气机转/静子匹配设计研究

为了探索机匣处理作用下转/静子的轴向匹配方法以进一步提高压气机级的失速裕度,研究了静子的叶型安装角及"弯"、"掠"规律对压气机性能的影响,针对机匣处理与优化静子的组合结构进行了非定常数值模拟,阐述了该结构的扩稳机理以及压气机新的失速机制。研究结果表明,在机匣处理作用下,静子成为压气机失速的触发因素,通过对静子叶型安装角及"弯"、"掠"规律的优化均可进一步提高压气机级的失速裕度,其中改变静子"弯"型对压气机级失速裕度的改善最大。组合应用机匣处理与尖部反弯根部正弯静子后,压气机效率基本不变,失速裕度提升了80.2%,较单独使用机匣处理提升30.9%。在该组合结构作用下,压气机的失速由静子触发,静子叶根吸力面在激波作用下发生附面层分离,且与轮毂表面附面层相互作用形成角区涡,接近失速边界时,静子叶根形成"前缘溢流,尾缘反流"现象,造成静子通道的大范围堵塞,诱发压气机失速。压气机级的扩稳应充分考虑机匣处理的影响,对静子进行优化设计。     

轴流压气机近失速状态叶片通过频率特性研究

为研究压气机转子叶片通过频率特性与压气机气动稳定性之间的内在联系，对某型单轴涡喷发动机的轴流式压气机静子机匣壁面静压信号进行了时频分析。结果表明，发动机运行过程中压气机叶片通过频率特性的变化可以反映特定的压气机级的流态变化。在中小转速的工况下，随着发动机工作点逐渐靠向喘振边界，机匣壁面静压信号中压气机第1级至第3级转子的叶片通过频率信号逐渐增强。与设计点相比，在近失速边界的工况下，压气机第1级转子叶片通过频率幅度增强达10dB以上。此外，在中低转速范围内打开放气带后，压气机前面级转子叶片通过频率幅度显著减小，与流场的变化情况相一致。因此，轴流压气机转子叶片通过频率特性可以提供压气机气动稳定工作状况的重要信息。     

高负荷小型压气机大弯角串列静子特性

针对某小型压气机高负荷轴流级大弯角静子,采用串列叶片技术进行了改型设计.串列静子三维造型引入适度正弯以获得前后叶片的最佳相对位置.通过全三维定常数值模拟得到了原型与串列改型在设计转速下不同工况点的气动性能.结果表明:串列改型静子削弱了原型静子尖部流动分离,级等熵效率提高近3.5%,串列前叶几乎承担了全工况内绝大部分攻角变化,稳定裕度提升2%;改型后的静子可以更为均匀地分配前后叶片的载荷,有利于叶片附面层流动的控制.      

跨声速轴流压气机转子弯掠控制机理

以1.5级跨声速轴流压气机为研究对象,采用三维数值模拟方法研究弯掠叶片技术对压气机不同工况的控制机理.结果表明:设计转速时前掠与反弯的组合弯掠优于前掠与正弯的组合弯掠,而部分转速时正好相反,这是因为不同弯掠方案对跨声速压气机不同工况的控制机理不同.设计转速时弯掠叶片改变叶顶激波强度和位置以及叶顶间隙泄漏涡强度,并改变叶片表面展向“C”型压力分布,三者共同作用从而提高设计转速时压气机的喘振裕度,但也造成设计转速效率下降;而部分转速时,压气机流场中的激波消失,弯掠叶片改变叶顶吸力面逆压力梯度和增强展向“C”型压力分布,两者共同作用使压气机的稳定性提高,但效率也会下降.      

转静干涉对跨声速压气机叶片静气动弹性的影响

为了研究转静干涉对叶片静气动弹性的影响,采用时域双向流固耦合方法对1.5级跨声速压气机转子叶片在气动力和离心力共同作用下的变形过程进行了数值模拟,分析了设计工况下叶片的变形特征及其对气动性能的影响。结果表明:叶片变形明显改变通道激波位置和强度,最大绝热效率时均值较冷态叶型提高0.45%,堵塞流量增加了0.7%,气动特性线向流量增大方向偏移。气动力和离心力主要影响转子叶片轴向和周向的变形分量,转子叶片与导叶轴向间距缩短加剧了上下游叶片非定常气动干涉,转子前缘表面非定常压力波动幅值增加12.3%,周向变形使得转子前缘进口叶型角增大,上半叶高表面静压分布明显改变。高性能压气机工程设计中应该考虑叶片静气动弹性变形对气动性能的影响。     

跨声速轴流压气机转子反问题优化方法

为降低跨声速压气机叶片通道中的激波损失,提升跨声速压气机的气动性能,以三维粘性反问题设计方法理论为基础,发展了三维反问题设计方法,并对反问题所使用的边界条件进行了改进。在保持叶片总切向载荷不变的同时,通过调整叶片表面沿轴向的载荷分布,达到降低叶片通道内部的激波强度,减少激波损失的目的。为验证方法的正确性,文中运用NASA Rotor 67跨声速压气机转子实验数据与计算结果进行对比,在此基础上对叶片表面载荷进行分析,在修改叶片表面载荷分布后通过反问题设计方法得到新的叶片几何。结果表明,通过修改叶片表面载荷分布,运用反问题设计方法得到的新叶片,其激波强度明显降低,压气机转子出口流量提高了0.5%,效率提高了1.0%。     

大小叶片轴流级反问题设计及数值模拟

 在常规轴流级流线曲率法通流设计和任意中弧线叶型造型方法的基础上,引入了适合于大小叶片的当量扩散因子叶型损失模型,发展了用Miller-Lewis-Hartmann(M-L-H)模型分别计算大叶片和小叶片激波损失的复合激波模型,制定了大小叶片装配方法,建立了大小叶片通流反问题设计系统。用该系统对某级增压比为2.20的单级高负荷后掠风扇进行了后掠和前掠大小叶片改型设计。经计算流体力学(CFD)检验,维持后掠造型的改型,在不提高设计点增压比的条件下,级绝热效率相当,流量和失速裕度都得到了提高;而大小叶片结合前掠的改型,当考虑单排静子的最大载荷将设计级增压比提高至2.31时,级绝热效率略微降低约0.3%,流量略减,失速裕度则显著提高。算例也表明通流反问题设计系统适合于大小叶片轴流级的设计。     

高负荷压气机精细化设计

为保证压气机在负荷水平不断提高的同时仍具有良好的气动性能,需要对级间匹配、泄漏流和端区流动的控制进行精细化处理。为兼顾压气机效率和裕度2个指标,需要对流量系数进行精细筛选以获得其最佳取值;通过增加级的反力度,可以有效利用高负荷条件下转子的高稳定性,进而缓解负荷提高后静子易分离失稳的问题,同时使转、静子的扩散因子均得到较好地控制;级间引气流场对压气机的级间匹配有较大影响,需要对引气结构进行优化设计,并在气动设计过程中对相关叶片排的攻角、落后角作出补偿;合理控制篦齿封严泄漏流、转子叶尖泄漏流可以大幅提高高负荷压气机的气动性能;采用波浪壁流路可以较好地控制高负荷压气机的局部端区流动,实现其效率和裕度水平的提升。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.