高速列车模型编组长度和风挡结构对气动阻力的影响

采用风洞试验的方法,分别对高速列车试验模型2～6车编组状态下的各节车厢气动阻力的分布规律,以及2种不同结构外形的风挡对3车编组列车模型各节车厢气动阻力的影响进行了研究。结果表明：当编组长度大于3车,头车、尾车的阻力系数随编组长度的增加变化较小,中间车的阻力系数约为0．1。1节头车＋N节中间车＋1节尾车的全车气动阻力系数,可用3车编组模型试验的头车阻力系数＋0．1×N＋尾车阻力系数之和进行估算。高速列车风洞试验模型分别采用风挡1和风挡2两种风挡,只是使得气动阻力在各节车厢之间形成不同的分配,对由各节车厢相加形成的全车气动阻力的试验结果影响很小。     

燃料特性对燃气轮机燃烧室火焰辐射影响分析

采用数值方法研究了燃气轮机燃烧室燃料特性对火焰辐射换热的影响.在燃烧室确定油气比和进气温度时,取不同燃料特性对燃烧室的火焰辐射换热进行模拟计算.模拟结果表明:燃料物理特性影响燃油的雾化质量和蒸发效率,影响主燃区燃烧效率,引起燃气温度及分布改变;影响主燃区碳黑粒子的生成及浓度分布,引起燃气发光辐射对火焰筒壁辐射热流的变化,导致火焰筒壁温变化;燃油物理特性和H含量引起的燃气温度变化影响NO生成,主要受物理特性引起的燃烧效率的影响,H含量的影响相对较小.     

预旋角度对预旋孔流动特性的影响

对预旋角度分别为30°,25°,20°和15°的预旋孔在压比1.1～1.9范围内的流量系数进行了实验测量和数值模拟。研究了压比和预旋角度对预旋孔进出口速度和气流角度、流量系数和预旋效率等参数的影响。流量系数的实验结果与计算结果符合良好,数据显示预旋孔流量系数和预旋效率随压比的增大显著增大。预旋角度的减小使流量系数基本保持不变,而预旋效率由于出气角度的减小而显著增大,最大增幅可达10%。     

水平喷流对叶顶气膜冷却效率影响的数值研究

为进一步提高燃气轮机叶顶区域的气膜冷却效率,在叶顶模型结构上对4种叶顶冷却结构的流动和传热进行了数值模拟,结果显示带有盖板的水平喷流结构能够有效地提高叶顶区域的气膜冷却效率,对于圆孔,可以将气膜冷却效率提高至原来的2倍以上.通过流场的分析发现:水平喷流结构可以调整冷却工质的流动,使得冷却工质的贴壁性更好、分布更加均匀,进而提高气膜冷却效率.此外还研究了间隙宽度、盖板尾缘厚度、盖度和整流栅对水平喷流结构气膜冷却效率的影响.结果表明:增加盖度和减小间隙宽度可以提高气膜冷却效率,但是盖度和间隙宽度的选取受到了强度、工艺和冷却工质入口压力等因素的限制.水平盖板结构的冷却效果比倾斜盖板结构的好.整流栅足够长时可以调整流动、提高气膜冷却效率.      

螺旋桨等离子体流动控制的增效实验

实验依托搭建的螺旋桨等离子体流动控制测试平台,基于等离子体附壁射流抑制边界层分离的两种机制,采用等离子体射流与来流方向相同的正向射流方式和与来流方向相反的逆向射流方式,研究了微秒脉冲等离子体射流对螺旋桨三维流动分离的控制效果,对比分析了两种射流方式增效特点.实验结果表明:在螺旋桨转速为300r/min,电压峰值为8.5kV,脉冲频率为10~160Hz范围内,正向射流有利于减小螺旋桨转矩,逆向射流对转矩的效果则相反.两种射流方式均提高了螺旋桨拉力和效率,同时其控制效果受脉冲频率的影响较大;正向和逆向两种射流分别使螺旋桨效率最大提高了11.56%,2.79%.      

大展弦比大柔性机翼载荷分布求解的一种方法

大展弦比大柔性机翼在气动力作用下产生较大的弯曲和扭转变形,会引起明显的气动载荷重新分布。基于一种只具有2个广义转角自由度的梁单元模型,提出了一种大展弦比大柔性机翼载荷重新分布的新方法。该方法将大柔性机翼弯曲变形的几何非线性问题转化为线性问题,同时,基于弯曲变形结果,可在局部坐标系下进行机翼扭转变形求解,避免了整体坐标系下扭转变形的几何非线性问题。综合来看,该方法可将具有明显几何非线性效应的大展弦比大柔性机翼的载荷重新分布问题转化为线性问题,且计算量小,效率高,非常适合工程实用。通过与大柔性悬臂梁解析解的对比,验证了本文方法的正确性和有效性。     

爆轰驱动膨胀管性能研究

超高速流动一般指速度超过5 km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战。膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一。中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室(LHD)通过将正向爆轰驱动技术和膨胀管结合在一起,建成了可实现最高速度10 km/s超高速试验气流的爆轰驱动膨胀管(JF-16),并开展了典型模型试验。在此基础上对JF-16进行了改造升级工作,为其设计喷管增加了膨胀风洞运行模式,对其性能进行了相关试验测试研究。同时,对膨胀管相关数值方法进行了介绍,并开展数值模拟对试验状态进行辅助诊断和分析。     

航空发动机涡轮机匣轮盘包容性研究

为研究某航空发动机辅助动力装置涡轮盘在预定转速范围内破裂后涡轮机匣的包容能力,在高速旋转试验器上进行了涡轮机匣的包容性试验.试验采用轮盘周向3个对称位置预制裂纹的方式,使轮盘在预定转速范围内破裂成均匀3块,得到了轮盘碎块撞击涡轮机匣的高速摄影照片.试验结果表明轮盘碎块击穿机匣撞击包容环,包容环发生大塑性变形,包住轮盘碎块.采用LS-DYNA软件对涡轮机匣包容性进行数值仿真,仿真结果与试验结果吻合良好,研究结果对航空发动机轮盘包容性设计有一定的参考价值.      

减小双轴旋转惯导中陀螺仪随机漂移影响的方法研究

针对双轴旋转惯导惯性器件的随机误差无法在导航过程中自动进行补偿的问题,提出优化的两位置重调(TPR)的方法来补偿系统的随机误差导致的方位和位置误差,以提高双轴旋转惯导的长航时精度.与传统两位置重调(CPR)方法相比,使用优化的误差传递方程的两位置重调的方法,可以在少于6h条件下估计出系统的方位误差,从而使得系统的位置精度和方位精度都得以极大的提高.根据惯性器件的随机误差导致的方位误差的特性,建立了TPR的误差模型.通过仿真,证明了该方法的有效性.     

标准轨迹制导中准平衡滑翔条件优化研究

对于可重复使用运载器标准轨迹再入制导,准平衡滑翔条件可以将高度-速度平面内各项再入约束形成的飞行走廊,转换为倾侧角-速度空间内的倾侧角走廊.通过在倾侧角走廊内设计倾侧角曲线,可以生成满足飞行走廊的标准轨迹.通过论证标准轨迹再入制导过程中的准平衡滑翔条件及其物理意义,说明了由倾侧角走廊内的倾侧角曲线生成的标准轨迹,存在突破再入飞行走廊边界的可能性.通过对倾侧角走廊边界设置余度,极大地降低了标准轨迹突破再入飞行走廊边界的可能性,提高了标准轨迹的设计成功率.