扩压段对高超声速推进风洞起动的影响

高超声速推进风洞是进行超燃冲压发动机模型地面模拟的重要试验设备。其中,扩压段的设计非常重要,它不是孤立的,而与主流系统和引射系统密切相关。通过对不同几何形状的扩压段在不同安装位置进行调试,研究在风洞起动过程中整个系统流动状态的演变规律,探索扩压段的优化设计。实验表明,扩压段应安装在距主喷管较近的位置,并具有与主喷管相匹配的入口面积和形状。扩压段的形状应设计成能使主气流通过一系列斜激波串减速的通道。扩压段应具有一定的长度以保证主气流减速到一定程度。     

ARINC 629航空数据总线MAC层协议分析

做为新一代的民用客机机载数据总线,ARINC 629总线在大型民用客机上得到了越来越广泛的应用.在介绍ARINC 629航空数据总线的基础上,对总线MAC层使用的两种协议包括基础协议BP和混合协议CP的协议规则进行了详细描述,分析了两种协议的时间特性,对两种协议的特点和使用情况进行了对比.     

射流式旋涡发生器对涡轮流动分离控制

通过数值计算,研究了稳态小孔射流式旋涡发生器VGJs(Vortex Generator Jets)对低雷诺数涡轮流动分离的控制。通过对VGJs射流孔径、孔间距的几何参数研究,分析了射流对分离流动的控制机理。在此基础上,提出并详细研究了多种不同孔径射流孔组合排列结构对分离流动的控制效果与作用机理。研究结果表明,射流孔组合排列结构,以大孔射流为主,采用小孔小流量射流对大孔射流控制的分离流场进行"弥补"与调节,可实现总压损失进一步降低22%,射流流量减小25%。     

不同攻角对涡轮叶栅损失的影响

应用基于压力修正的三维计算流体动力学(CFD)程序,通过改变进口攻角,对不同工况下的涡轮叶栅流场进行了数值模拟.并结合CFD模拟结果,应用较合理的损失分离方法,对比分析了三种常用的变工况涡轮损失预测模型.结果表明:在正攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失显著增加;在负攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失则有种先减小后增大的趋势,但变化范围不大.而对于三种变工况涡轮损失预测模型来说,虽能基本上反映出涡轮损失随攻角的变化趋势,但预测结果差别很大.      

发动机在进气温度畸变条件下的特性研究

为定量获得某发动机在温度畸变条件下的特性,采用有效的畸变传递模型,就进气温度畸变对某发动机稳定性和性能的影响进行了较深入的数值研究。详细地计算了温度畸变对发动机稳定性和性能的影响结果,讨论了温度畸变作用下该发动机的多种重要特性。结果表明,所研究的三组温升率均超过了临界温升率,临界高温区范围为180°;温度敏感系数均在统计范围之内,表明该发动机具有较好的抗温度畸变能力。而在上限温度畸变作用下,发动机必须使用防喘系统。     

直升机的RCS计算

RCS（Radar Cross Section）是反映目标雷达散射特性的一个重要参数。一般把雷达目标除质心平动之外的转动,小幅振动和其它高阶运动统称为微动。主要研究旋翼转动情况下的直升机RCS计算。通过对直升机模型进行可视化计算即一种将目标建模与散射特性计算合为一体的交互式计算,使用图形算法（GRECO）和三维造型软件UG相结合的方法,这种方法与传统的RCS计算方法相比具有实时性好,效率高的优点,计算出直升机主体的RCS,再通过其加入调制的方法,计算得到直升机在旋翼转动条件下的RCS。最后给出了微动直升机的在具体入射情况下的单站RCS值。     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

基于流动控制技术的低稠度大负荷涡轮设计

针对基于Pack B叶型的低稠度大负荷涡轮叶栅,采用定常数值模拟方法研究了两种流动控制技术——射流襟翼与Gurney襟翼(圆形、方形和圆弧凸起形)对低雷诺数下涡轮叶栅流动分离损失的控制.结果表明,射流襟翼和Gurney襟翼均可使主流流动偏转,增大叶型的气流转折角,影响叶型载荷系数;由于主流流动的偏转,影响并加速相邻叶型吸力面边界层流动,使得主流对于相邻叶片吸力面后缘处的逆压梯度降低,推迟了边界层层流向湍流的转捩,延长加速区,推迟了边界层分离,使得再附点位置提前,减小由逆压梯度引起的叶型吸力面分离区范围;H=1%的圆形Gurney襟翼和H=0.8%的方形Gurney襟翼均能在保证提高同等水平Zweifel载荷系数值的同时,将能量损失系数降到与设计栅距时相当的水平.     

基于OPC技术的气体加温压力FCS系统

介绍了基于OPC技术的气体加温压力FCS系统的设计思想、结构和特点,以及控制原理。该系统应用于航空发动机空气涡轮起动机的起动控制,形成了一体化、网络化和信息化的新型航空发动机整机试车测控系统。     

OA212翼型主动流动控制的数值模拟研究

采用数值模拟的方法,探讨了基于零质量射流的主动流动控制技术对OA212旋翼翼型动态失速的控制效果和控制特性.以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.空间离散采用AUSM~+-up格式,时间推进采用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格方法加速收敛.通过在喷口上施加非定常边界条件来模拟射流对翼型绕流的影响.研究了不同类型射流、不同位置射流以及不同控制参数(频率、相位、偏角、动量系数等)对动态失速控制效果的影响.研究表明:零质量射流和传统的定常射流均可减小动态失速迟滞环的回线面积,但在提高最大升力方面零质量射流明显优于定常射流;在12%c和62%c处施加组合零质量射流的控制效果最为明显.