回热式工质驱动分布式推进系统参数研究

为研究以回热后的压气机引气驱动推进器风扇的工质驱动分布式推进系统（Recuperated Gas-Driven Distributed Propulsion,RGDDP）,对其热力循环过程和能量流动展开研究。基于部件法建立了推进系统的设计点计算模型,分析了引气参数和推进器风扇压比对推进系统耗油率的影响,在此基础上,分析了推进系统耗油率对部件效率的敏感性。在不同循环参数下与涡轮电分布式推进系统（Turbo-electric Distributed Propulsion,TeDP）的耗油率进行了对比,得到了RGDDP的热力循环特征。结果表明,引气参数存在最优组合使得推进系统的耗油率最低,同时耗油率对能量传输相关的部件效率敏感性最高;与TeDP相比,涡轮前温度对推进系统的耗油率影响更大,而总压比的影响较小;总涵道比为20时,相对于TeDP,RGDDP具有一定耗油率收益,随着总压比的升高收益降低,总压比为66时仍有3%左右的收益。提高RGDDP总体效率的关键在于降低能量传输过程中的损失并提高换热效率。     

高超声速涡轮发动机多级压气机性能优化

为了满足某高超声速涡轮发动机巡航工况（Ma=3.2）性能要求,在某8级轴流压气机方案基础上,针对压气机在该工况 对应转速（相对换算转速0.748）下流通能力不足问题进行设计优化。通过创建多级压气机1维分析设计平台,采用试验设计方法 分析并确定了对压气机低转速性能影响较大的关键参数,基于模拟退火寻优算法完成对多级压气机气动布局的重构;通过采用宽 范围低损失多段圆弧中弧线设计、高流通转子叶型设计、低转速可调静子安装角优化及各级攻角匹配优化等措施,完成了8级压 气机方案的改进设计。结果表明：在巡航工况（Ma=3.2）下,8级压气机效率和喘振裕度分别提高了 0.7%和 17.4%,验证了多级压 气机设计优化方法的有效性,可为高超声速涡轮发动机压缩部件设计和研究提供参考。     

两种k-ω型湍流模型在无网格方法中的应用研究

基于在高度各向异性点云结构中取得良好结果的点云重构技术,采用移动最小二乘无网格法解耦计算了k-ω型湍流模型方程和雷诺平均N-S方程(RANS),实现了对湍流流动的数值模拟。通过对NACA0012翼型、RAE2822翼型的绕流以及后向台阶大分离流动的数值模拟,比较分析了k-ωSST(Shear Stress Transport)和k-ωTNT(Turbulent/Non-Turbulent)两种模型的湍流预测能力。结果表明:对弱逆压梯度情况下的湍流,两者具有相当的预测能力;而k-ωSST较k-ωTNT具有更好的激波捕捉能力。对于大分离流动,两种模型较实验数据均存在一定差异,但总体趋势吻合良好。     

铁磁试件应变损伤微结构蜕变的灵敏微分磁导率评价

为了精确检测和早期评价铁磁试件的应力集中状况和疲劳损伤程度,对灵敏微分磁导率检测技术进行了理论分析和试验研究。探讨了灵敏微分磁导率检测技术的基本原理和基本特征,研制搭建了灵敏微分磁导率检测的试验平台,对部分碳素钢结构材料的灵敏微分磁导率进行了测量,并采用测量低场磁化曲线的方法对碳素钢材料的灵敏微分磁导率进行了测量验证。理论证明了检测信号与微分磁导率成正比,试验发现20钢、35钢和235钢的灵敏微分磁导率即初始微分磁导率,并与振动样品磁强计低场磁化曲线的测量结果一致。对20钢,当拉应力接近断裂强度时,灵敏微分磁导率的变化量可达30%;对45钢,当拉应力接近断裂强度时,灵敏微分磁导率的变化量可达35%。可见,灵敏微分磁导率检测技术是一种新的高精度测量应力分布的检测方法,具有广阔的应用前景。     

变速转子瞬时不平衡响应的精细算法

针对变速转子瞬时不平衡响应计算积分精度不足的问题,基于传递矩阵法建立了考虑反对称陀螺力矩的变速转子瞬时不平衡响应线性运动微分方程,推导了适用于线性非定常系统的精细积分法,并通过仿真计算与Newmark-β法比较了变速转子模型下的积分计算效率和动力响应参数的瞬时不平衡识别精度。结果表明两种算法均具有较高的积分精度和计算效率,但是随着转速的增加,Newmark-β法的误差逐渐增大,而精细算法得到的瞬时不平衡响应信息与理论值保持一致。平衡效果显示了精细积分法能准确识别初始不平衡量,提高平衡精度。此外,通过真实不平衡转子在噪声影响下的试验结果进行了验证,发现升速过程中仿真结果与实际响应结果基本吻合。     

隔舱式双脉冲发动机金属膜片设计与实验研究

为得到双脉冲发动机隔舱结构关键部件金属膜片适宜结构,通过圆板大挠度理论和断裂力学理论推导出金属膜片预制缺陷处应力强度因子计算公式,得到金属膜片在内压作用下的设计方法,建立了膜片破坏压强与结构尺寸之间定量关系,并通过6次膜片动态破坏单项实验验证了其正确性.在此基础上,利用缩比发动机分别开展了隔舱热流承压、热流打开、热流联合实验以进一步考核隔舱的工作特性.结果表明:所导出的金属膜片设计方法与实验结果较为一致,平均误差约4.394％,可以用于脉冲发动机膜片具体结构尺寸设计;隔舱承压、密封、打开、消融性能良好,可以较好满足双脉冲发动机使用要求.     

雷电地面电场分布的3维 DBM模型仿真参数影响分析

采用荷电圆盘雷云解析模型作激励源,利用电介质击穿模型进行了地闪先导放电高分辨力3维数值模拟,得到了先导近地500 m时概率指数和击穿发展阈值对地面电场分布的影响。通过计算机模拟,得到了概率指数η和击穿阈值Ecrit对地面电场分布的影响,同时也验证了这2个参数对建立放电模型的重要性,为通过这一模型进行任意雷电发生时的地面电场分布模拟奠定了基础。     

InvesInvestigation of the Effects of Airfoil-probes on the Aerodynamic Performance of an Axial Compressor

In order to investigate the effects of the airfoil-probes on the aerodynamic performance of an axial compressor,a numerical simulation of 3D flow field is performed in a 1.5-stage axial compressor with airfoil-probes installed at the stator leading-edge(LE).The airfoil-probes have a negative influence on the compressor aerodynamic performance at all operating points.A streamwise vortex is induced by the airfoil-probe along both sides of the blade.At the mid-operating point,the vortex is notable along the pressure side and is relatively small along the suction side(SS).At the near-stall point,the vortex is slightly suppressed in the pressure surface(PS),but becomes remarkable in the suction side.A small local-separation is induced by the interactions between the vortex and the end-wall boundary layer in the corner region near the hub.That the positive pitch angle of the airfoil-probe at 6.5% span is about 15° plays an important role in the vortex evolution near the hub,which causes the fact that the airfoil-probe near the hub has the largest effects among the four airfoil-probes.In order to get a further understanding of the vortex evolution in the stator in the numerical simulation,a flow visualization experiment in a water tunnel is performed.The flow visualization results give a deep insight into the evolution of the vortex induced by the airfoil-probe.     

可重复使用热防护系统设计要求与设计方法浅析

对高速飞行器可重复使用热防护系统的设计方法进行研究,综合分析了国外热防护系统设计思想及设计准则的发展演变,总结了国外热防护系统定尺寸分析方法,指出高超声速飞行器热防护系统设计中应考虑的关键问题,对可重复使用热防护系统的设计有一定参考意义。     

基于3D打印的舵面可调实用化飞机风洞模型的设计与试验

飞机风洞试验模型的设计和加工是风洞试验的重要环节,对飞机研制的周期和成本具有重要的影响。为提高飞机研制的效率,基于3D打印技术提出了实用化飞机风洞模型的设计和制造方法。采用3D打印加工树脂气动外壳和机加工金属强化骨架的复合结构方案,设计并测试了某型号飞机的低速全机测力模型。提出了变角片和旋转轴-定位销两种舵面偏角方案,设计了内嵌金属套筒用以降低因装拆磨损带来的树脂精度损失。采用计算流体力学与计算结构力学（CFD/CSD）分析技术,对模型的设计进行了强度校核。加工装配的复合模型在FD-09低速风洞进行了吹风试验。试验结果显示：带舵面偏角的复合模型在迎角α=8°和风速V=70 m/s条件下安全,其气动数据与金属模型吻合良好,具有实用性。相比金属模型,树脂-金属复合模型的加工周期和成本大幅降低,可有效响应飞机设计工作者对模型快速设计和加工的需求,有助于提高飞机设计效率。