翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

翼身融合布局飞机机体-发动机气动干扰效应

翼身融合（BWB）布局飞机是一种相对较新的飞行器概念,具有商业运输飞机的潜在用途。研究表明,翼身融合布局客机可获得比常规布局客机更好的性能。但是,由于各方面限制,BWB飞机不宜使用传统的机翼安装或机身安装的发动机布局,发动机背部安装成为首选布局。然而,背部安装发动机容易产生激波、分离、进气畸变等空气动力干扰问题,发动机与机身一体化的气动设计已成为BWB飞机发展的关键技术。针对BWB布局飞机的机体和发动机之间的气动干扰进行了数值研究,结果表明,背部安装发动机对BWB布局飞机的全机气动特性和发动机本身的推力性能都会产生较为明显的影响。     

电网电压不平衡及谐波畸变时基波电压正负序分量分离新方法

针对传统锁相环(PLL)在电网电压不平衡及谐波畸变下利用常规软件锁相环不能准确获取相位的问题,提出了一种新的正负序分量分离新方法。利用了相序解耦谐振控制器能去除高次谐波和延时信号消除(DSC)法可滤除特定谐波的特性,将相序解耦谐振和延时信号消除法结合起来,达到更好的正负序分量分离的效果。最后,采用MATLAB/Simulink软件仿真结果证明了所提出方法的可行性和有效性。     

弯曲/倾斜叶片对大展弦比涡轮气动性能影响

为了获得弯曲/倾斜导叶对大展弦比低压涡轮气动性能的影响,通过求解基于耦合转捩SST湍流模型的雷诺平均N-S方程组,对GE-E3低压涡轮叶栅的进行了全三维粘性定常与非定常数值模拟。研究了弯曲/倾斜导叶对涡轮级效率的影响,分析了对导叶叶栅气动性能、导叶扩散因子与边界层发展的作用,以及对下游动叶气动性能和动叶吸力面流动特性的影响。结果表明,正弯导叶减小了二次流损失却带了更大的叶型损失,降低了涡轮级效率,而正倾斜改变了上下端壁的二次流损失分配,对总的叶型损失影响较小,在一定角度下能够改善大展弦比涡轮叶栅的气动性能。     

基于升力面自由尾迹的直升机旋翼悬停性能参数影响研究

 最大悬停效率(FM_max)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义.为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法.通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性.相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度.最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律.     

轮盘端面齿连接的周向拉杆转子刚度研究

针对轮盘端面齿连接的周向拉杆转子模型,理论分析得到转子各组成部分刚度计算方法.应用商业有限元软件ANSYS,基于三维有限元非线性接触算法计算预紧力下轮盘端面齿连接段的弯曲刚度和扭转刚度,得到刚度修正系数和刚度无量纲系数.分析周向拉杆刚度和轮盘刚度的关系,提出拉杆刚度比例系数.计算结果表明:刚度系数无量纲系数小于1时,刚度修正系数保持不变;刚度无量纲系数大于1时,此时预紧力不足,齿面发生滑移,刚度修正系数会突然降低,拉杆弯曲刚度比例系数会增加.刚度无量纲系数具有明确的物理意义,可为带端面齿的燃气轮机转子设计和故障诊断提供参考.      

压电振子激励流场的数值模拟

为了得到多个压电振子的相干性和涡系之间相互干涉的流场信息,探索间距和相位差等因素对多个压电振子耦合流场的影响效果,本文对单个与多个压电振子的非定常流场特性进行了数值模拟研究.结果表明,压电振子振动时,流场中出现了速度涡区,单个振子的涡系发展最充分,流场中速度峰值达4m/s,三个振子的垂直方向作用范围最大,但速度峰值只有2.8m/s;振子振幅为A,振子间距在1A ～4A,流场掺混效果与振子间距成正比,有1/2相位差时流场掺混效果优于无相位差的情况;多个振子产生的耦合射流效果在适当的间距与相位差下好于单个振子产生的射流.     

声能喷嘴供油级间驻涡燃烧室的性能试验

对一种采用声能喷嘴供油方式的级间燃烧室进行了性能试验研究.试验结果表明:当进口马赫数为0.20~0.40,燃烧室的熄火余气系数为25~35,燃烧室的稳定工作范围较宽;随余气系数增大,出口温度分布均匀性提高;燃烧效率为96%~98%,随余气系数减小,燃烧效率降低;进口马赫数对点火性能、熄火性能、出口温度分布和燃烧效率的影响较小;壁面热点温度出现在凹腔的后壁面;总压损失系数为0.03~0.11,热态时比冷态时高0.015左右; CO和NOx的排放指数分别为20~46和0.9~2.1,进口马赫数、余气系数均对污染物排放有较大影响.      

肋条结构对气膜冷却凹槽叶尖流动换热的影响

为有效抑制涡轮转子叶尖泄漏并改善叶尖热负荷,采用数值模拟的方法,对5种叶尖肋条结构的高压涡轮带气膜冷却突肩叶片流场进行计算,评估了不同叶尖肋条结构的气热性能。结果表明：在叶尖增加肋条结构能够有效调控叶尖空腔涡、刮擦涡、肋后涡和冷气肾形涡的路径,从而起到减小叶尖高表面传热系数区,提高叶尖平均气膜冷却效率的作用,同时有效降低了叶片压力侧前缘进入的泄漏流量,使得总压损失系数下降。凹槽尾缘压力侧半肋条结构具有最佳的气热性能,对泄漏流的阻碍作用最好,与无肋条情况相比,其叶尖平均表面传热系数降低了20.1%;平均气膜冷却效率提升了24.3%。     

民用飞机静定和超静定吊挂与机翼连接设计研究

随着科学技术的迅速发展,我国民机事业迎来了发展的黄金期。为研究常见大型民用翼吊飞机吊挂的特点,以某型民用飞机的动力装置和机翼布置为限制条件,研究两种构型对飞机吊挂和机翼的影响。通过研究发现,静定吊挂传力路径清晰且不因某一处破坏而发生传力路径改变;超静定吊挂传力为多路传力模式,在发生一处破损后,传力路径会发生变化,载荷重新分配。通过有限元计算界面内力发现,在吊挂与机翼界面,超静定吊挂内力水平相比静定吊挂界面内力较大,对机翼局部设计影响较大。通过对比两种构型连接方式的界面传力和内力分析,为我国大型民用翼吊飞机吊挂结构的设计和研发提供参考。