喷管流场数值仿真CFD／Nozzle软件包设计

ＣＦＤ／Ｎｏｚｚｌｅ软件包是一套专门的二维轴对称跨音速喷管流场计算机辅助设计分析工具。它采用高度集成化的操作环境，将网格生成、数值计算、图形显示全部过程集于一体。具有西文环境下的全中文用户界面，操作环境同时提供详尽的彩色图文方式下的中文提示。数值方法稳健，兼具源程序开放与编译连接自动化特点。叙述了ＣＦＤ／Ｎｏｚｚｌｅ软件包设计思想和实现方式，并给出了流场计算、参数分析、功能扩充几方面的应用实例。     

叶尖间隙对高负荷风扇转子性能影响的数值研究

在不同叶尖间隙下,对高负荷风扇转子的特性进行了研究;通过数值方法分析了叶尖间隙对转子特性的影响。结果表明:适当小的叶尖间隙可以使转子获得较好的性能;作为泄漏流的反应,外壁机匣上所形成的静压槽随着间隙的增大、反压的提高而扩大;在不同叶尖间隙下,叶尖附面层和泄漏涡的破裂对风扇转子的失速起不同作用。     

颗粒冲刷对C/C材料烧蚀影响的实验研究

为研究粒子直接撞击模式下C/C材料的烧蚀形貌及性能,丰富C/C材料烧蚀研究,开展了粒子侵蚀实验.利用扫描电镜和三维微观成像等测量手段进行微观烧蚀形貌的研究,结果表明颗粒冲刷条件下由于粒子的直接撞击,侵蚀区域出现小凹坑,但轴棒纤维突出,轴棒表面出现大小不同的凹坑,部分单丝从基体中断裂,形成微观锥形孔穴形貌,径向纤维束部分区域出现孔和开槽,整体形貌不再连续一致;未侵蚀部位的微观形貌和烧蚀试验中的喉部形貌一致,单丝呈现笋尖状.     

亚音速复合倾斜透平静叶栅的理论与实验研究

采用三维全势函数多重网格数值方法求解亚音速透平静叶栅流场。以 30 0 MW汽轮机调节级静叶栅的设计为目标 ,采用子午面上外环壁收缩和叶片周向复合倾斜两项措施 ,以求大幅度地减少叶栅二次流损失。实验研究表明新设计叶栅的损失系数比直叶栅降低 42 % ,测出的叶片表面静压分布与理论计算结果十分吻合     

BTA 深孔钻削切屑变形与刀齿切削力分布规律仿真

采用ABAQUS有限元分析软件,建立了错齿BTA钻头钻削环状工件单元切削仿真模型,以45#钢为工件材料,对错齿BTA钻头各刀齿切削不同直径的环状工件进行了模拟仿真,分析了钻削过程中错齿BTA钻头各个刀齿切屑的形成过程与变形特点,研究了环状单元切削力三分量随工件半径的受力分布规律.结果表明,错齿BTA钻头各刀齿切削力分量呈现出随半径增大而增大的非均匀分布规律,并且切削速度和进给量对切削力分布规律几乎没有影响.     

基于面元边缘法的直升机RCS计算与分析

针对直升机的雷达散射截面(Radar cross section,RCS)的计算特点,将物理光学法和等效电磁流法相结合,建立了一套基于"面元-边缘"的分析方法.在该方法中,首先对复杂目标(如直升机)进行几何建模和网格划分,然后通过转换程序,获取目标的拓扑结构数据文件;其次在考虑遮挡影响下,分别进行目标表面散射场和边缘绕射场的计算;最后叠加获得总的散射场.在通过球板组合和某外形结构复杂的导弹算例验证本文分析方法有效性的基础上,对某直升机分别沿方位角、俯仰角和滚转角三个方向的RCS进行了计算和分析,并研究了挂架、导弹对直升机整体RCS的影响,获得了一些减缩直升机RCS的外形设计方案.     

非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析

设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验.通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的.利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究.研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应.研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据.     

涡流阀几何参数对固体发动机推力调节特性的影响

为了获得涡流阀参数对发动机推力调节性能的影响规律,针对涡流阀的加注方式以及几何结构,利用建立的基于涡流阀方案的固体火箭发动机推力可调实验系统开展了实验研究。通过实验结果的分析,得到了加注环孔径、涡流室高度和直径以及中心进气面积的不同对涡流阀调节性能的影响规律。结果表明:适当降低涡流室的高度、较大的中心进气面积、较大的涡流室直径有利于提高涡流阀的调节性能。因此,可以通过对涡流阀结构的优化设计来提高发动机的推力调节性能。     

离散气膜孔下游边界层的实验研究

“Ｘ”型热线测量了离散气膜孔下游边界层内的湍流量,将热线探头绕轴转三个角方位以感受三维湍流场信息。结果表明,边界层内湍动能分布呈反“Ｓ”形,吹风比和孔排数对参数分布有重要影响,这种影响在很长距离上不消失,所以,常用的ｋ－ε模型不经修正不能正确预计这类边界层的发展。     

航空发动机全飞行包线稳态划分方法研究

航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题,为此,提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性,结合大气条件的客观规律,通过两种划分方法将飞行包线划分为65 个区域,用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全包线内各区域标称点与边界点参数的对比,证明两种方法均对全飞行包线划分有效,可为后续航空发动机控制器设计提供理论基础。