无人飞行器外形布局设计及其气动特性计算分析

设计了一种新的无人飞行器气动外形布局,应用基于二次曲线的模线设计方法完成了飞行器气动外形建模,并对所建模型进行气动特性计算分析。将飞行器几何外形节点数据导入Gambit软件,生成气动特性计算所需的网格文件。应用Fluent软件,根据不同的飞行条件,选择合适的计算流体力学分析方法,对无人飞行器外形布局进行气动特性计算。主...     

栅距非谐对跨声速压气机转子气动阻尼的影响

为了提高跨声速压气机的气动弹性稳定性,针对跨声速颤振实验转子提出了栅距交替非谐布局方案,基于能量法建立了其全周气动阻尼计算模型,数值研究了栅距非谐对气动阻尼的影响。计算了谐调转子的气动性能、颤振边界和叶片模态,其结果和实验数据吻合较好,比较了谐调及非谐转子气动性能,发现栅距非谐会造成转子气动性能有所降低,随着非谐量的增加,性能降低越明显;在研究的非谐条件下,压比最大相对降低0.30%,效率最大降低0.54%。对于该转子的平均气动阻尼,栅距非谐使得转子在大部分甚至整个叶片间相角区域内气动阻尼均有所提高,最大达到37%。通过对叶片表面不同叶高的非定常压力以及积分气动力研究表明,栅距交替非谐对转子相邻两个叶片稳定性的影响存在差异,并且非谐量越大,差异越明显。     

离心压气机非轴对称流动特性分析

为探求离心压气机蜗壳周向不对称结构引起的内部非轴对称流动现象,采用实验和数值模拟(湍流模型为S-A模型)相结合的方法进行研究。结果表明:非设计工况下蜗壳高静压区域产生的扰动压力波向上游逆向传播,使压气机内部出现非轴对称流动。大流量工况(0.40kg/s)下蜗壳静压的不均匀程度比小流量工况(0.26kg/s)更明显,叶轮出口较强的扰动压力波可以逆向传播到叶轮进口大约180°的周向位置。流经扩压器的气流径向和切向速度的周向不均匀程度在小流量工况下较为显著,但大流量工况下蜗壳进口气流随时间的波动程度更明显。叶轮内部的非轴对称流动特性对叶片载荷分布及其波动形式产生影响,大流量工况下主叶片表面载荷波动主要受基频影响,而小流量工况下主要受2倍频的影响。     

航空面齿轮磨削碟形砂轮修整方法及误差分析

根据面齿轮专用磨齿机的机械结构,提出了偏置曲线修整方法,设计了砂轮修整装置,并运用VERICUT软件进行修整加工仿真.推导了含各类修整误差情况下面齿轮的齿面方程表达式,并运用MATLAB软件生成了齿面误差云图,为修整过程的误差补偿提供了理论参考.最后进行了磨削及检测试验,将检测结果与误差云图对比,分析可能产生这种误差的原因,并在修整过程中进行误差补偿,使齿面最大法向误差值减少了31.14%,面齿轮齿形精度得到了提高.      

航空煤油替代燃料模型热物性

研究基于国产航空煤油RP-3液相组分数据,提出了单组分、简化3组分和详细13组分3种替代燃料模型,并对采用3组分替代模型计算得到的燃料密度、黏度、导热率、比热容4个热物性参数进行了在不同温度(300~1000K)和压力(1~15MPa)状态下的分析.结果表明,燃料的物性在超临界压力下,随着温度升高,密度减小,黏性降低,热导率则先降后增,而比热容逐渐增大,同时,在拟临界温度附近,燃料热物性均发生变化剧烈,比热容在不同压力下对应不同峰值点,在3MPa下最大;压力的变化会使得拟临界温度发生改变,给密度的变化程度、比热容的峰值分布和热导率的大小带来一定的影响.采用3组分替代模型预测燃料热沉,经实验验证,其物理热沉吻合较好.      

附面层抽吸技术在跨声速平面叶栅试验中的应用探索

基于常规跨声速扩压叶栅吹风试验结果确定合理抽吸位置,并在此基础上对该叶栅进行多种工况的附面层抽吸试验,分析附面层抽吸作用下叶片表面马赫数、出口尾迹与总压损失系数的变化。结果表明:开设抽吸缝对常规跨声速叶栅原有流场结构的总体影响较小,但当抽吸缝位于马赫数峰值位置时,会对下游流动产生一定扰动。在适当位置抽吸能抑制跨声速叶栅表面流动分离,且只有抽吸量达到一定数值后,附面层抽吸作用才会对叶栅气动性能起到明显正效果。当抽吸量达到0.87%时,该跨声速叶栅总压损失系数降低了7.8%。     

大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析

分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机,在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异,并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力,提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作,明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。     

高来流马赫数单列叶栅改串列叶栅性能对比试验

基于某高负荷轴流风扇高临界来流马赫数静叶改型设计的需求,对原型单列叶栅和改型串列叶栅开展性能对比试验研究,通过详细分析两型叶栅内部流场参数,量化评估了串列叶栅在高来流马赫数条件下的改进设计效果.结果表明:串列叶栅比单列叶栅在降低流动损失,提升增压能力方面具有显著优势.相比单列叶栅,设计状态下串列叶栅总压损失系数降低了19％,静压比提高了3.1％,基本缓解了单列叶栅原有设计状态的流动堵塞现象.串列叶栅前排叶片对后排叶片吸力面附面层发展会产生抑制作用,使得后排叶片具有较好的工作性能.     

航空发动机转子系统动力学模型的可逆化简化方法

针对航空发动机高压转子系统动力学模型,给出了一种模型可逆化简化的方法.首先采用有限元法建立了较为精确的动力学模型,然后基于质心集中方法对该模型进行了不同程度的简化,分别得到了单跨双盘模型和单盘模型,并将其与原始模型进行了临界转速的对比.这是一种从结构特点将实际多盘转子简化成单盘转子的方法,它使得在考虑到支承等非线性因素后利用低维非线性动力学理论进行分析和参数优化成为可能.另一方面,研究了模型简化方法的可逆性,即基于质心位置及总质量最优的原则,由单跨双盘模型的圆盘结构参数反推了多级圆盘的等效内外半径、厚度、位置等参数,构建了新的工程结构模型,对比该模型和原始模型的前3阶临界转速,误差均在3%之内.这种由简化模型参数反推多级圆盘的方法,为由非线性动力学理论优化分析所得到的简化模型优化结构参数反推设计多级圆盘工程结构参数奠定了基础.      

Effects of Staged Injection on Supersonic Mixing and Combustion

The three-dimensional (3D) reacting flow in a staged supersonic combustor is examined numerically. In order to obtain the optimum stream-wise vortices, a swept ramp injector is chosen as the second-stage wall injection combined with the first-stage central strut injection. The performance of the two-staged injection is compared with that of a one-staged injection, while the strut is kept installed in both cases. The two-staged injections can make full use of the residual oxygen near the wall and release more heat. The second-stage injection further downstream avoids the strong shock waves in the isolator and results in a rising wall pressure and good burning effects after the wall injection. Therefore, it allows more fuel to be injected into the supersonic combustor without causing thermal choking. Parallel injection from the second-stage swept ramp shows low total pressure loss and the best burning efficiency, compared with the other injection angles.