回油型面结构对计量装置特性影响研究

为评价回油型面结构对燃油计量装置特性的影响,以Matlab为平台建立了燃油计量装置仿真模型,采用相同输入量对三角形、矩形和圆形回油型面结构进行仿真计算,并对其仿真结果进行对比和分析。结果表明:3种回油型面结构对装置的计量特性都有较大影响,在相同条件下,三角形回油型面结构的计量特性最优,而矩形回油型面结构的最差;当活门开启时,矩形及圆形回油型面结构的开度面积及流量特性都会出现震荡现象,而三角形回油型面结构则是稳定的。     

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

大型飞机后缘单缝襟翼空间机构设计方法与平台搭建

针对大型飞机总体技术要求和起飞着陆增升装置的设计要求,确定增升装置总体设计流程,详细介绍了后缘增升装置机构设计方法和平台,解决大型飞机后缘增升装置空间复杂机构的设计,以及后缘内外侧襟翼运动连续性和同步性问题。完成了后缘增升装置传动机构和收放机构在后梁上的布置,保证了收放机构的顺气流布置。     

复合材料梁腹板开孔补强设计及有限元稳定性分析

复合材料梁结构由于工艺性、维护性等要求,结构梁腹板中出现开孔不可避免,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔在剪切载荷下屈曲分析研究,得到屈曲载荷,分析不同开孔补强形式对结构承载的影响,以期为梁、肋等结构开孔补强设计提供补强形式选择和参考。     

解析诸国争相研制“察打一体”飞翼隐身无人机

“察打一体”无人机以飞翼无尾气动布局、翼身融合体、复合材料结构、雷达吸波材料等特征,具有升阻比大、有效载重量大、隐身性能好等优点,能够对大纵深、高风险和高价值目标进行侦察与打击,诸国争相研制,后续发展空间巨大。     

挠性壁喷管撑杆单位影响曲线相关性研究及其在2m×2m超声速风洞中的应用

对挠性壁喷管撑杆单位影响曲线的相关性进行了研究,提出了一种通过已知单位影响曲线计算同一马赫数相邻撑杆及相邻马赫数同一撑杆单位影响曲线的方法,结合实验影响法成功用于2m×2m超声速风洞二元挠性壁喷管的型面优化,有效提升了第一菱形区核心流速度场均匀性,大大提高了调试效率,降低了调试能耗,缩短了调试周期。该方法对类似喷管型面优化具有借鉴意义。     

大型飞机增升装置气动机构一体化设计平台的创建

根据大型飞机整体技术要求和起飞着陆增升装置设计总要求,确定增升装置总体设计流程,建立气动机构一体化设计思想。在CATIA环境下进行二次开发,将气动、机构连接起来,形成一体化设计与仿真平台。平台的功能可以实现通过用户输入缝道参数和选择增升装置机构来驱动CATIA生成相应的增升装置的执行机构和传动机构,最后通过调用CFD工具来评估大型飞机的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。     

考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键.采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能.比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小.     

扩口孔型预旋喷嘴流动与温降特性

分别对预旋角度为20°的直孔和扩口孔型喷嘴进行了数值模拟和实验测量.计算模型包括仅有进气腔、预旋孔和出气腔的单独模型和在此基础上增加了旋转部分的系统模型;研究内容包括速度场、出气速度、出气角度、流量系数、预旋效率和温降,并对单独模型的孔流量系数进行了实验测量.结果表明流量系数的计算结果与实验结果符合良好,扩口孔的流量系数、预旋效率和温降都比直孔显著增大20％以上.数据还显示由单独模型计算得到的流量系数和预旋效率与由系统模型得到的结果比较接近,根据单独模型的预旋效率而推算出的温降可在一定程度上间接反映预旋系统的温降特性.     

斜切径向旋流燃烧室主燃区光学测量与特性分析

针对斜切径向旋流环形燃烧室模型,采用可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)、相干反斯托克斯喇曼光谱(CARS)光学测量手段,在模化状态(Case 2)下,对燃烧室主燃区进行温度测量,分别得到了主燃区内12个点的温度和沿两条路径的积分温度.使用Fluent 12.0对Case 2进行数值模拟,分别使用两种非预混燃烧模型:平衡化学反应模型(EM)和稳态层流小火焰(SLF)模型.通过将两种不同燃烧模型的计算结果与TDLAS,CARS试验测量数据作对比验证,发现EM计算得到的温度更高,并与试验测量温度更符合,其中与CARS测量的误差小于6%.在试验验证的基础上,完成燃烧室在冷流状态(Case 1)下的计算,分析主燃区的气流组织和主燃孔射流对回流区的影响;利用EM计算分析燃烧室主燃区在全压状态(Case 3)下燃料分布、温度场、组分分布和性能参数,如燃烧室的燃烧效率为0.97、出口温度分布系数为0.312等,较为全面反映了燃烧室内气流流动换热和燃烧现象.