基于Euler方程结合附面层修正方法的应用研究

采用欧拉加附面层修正的方法在结构网格上对民用飞机翼身组合体流场进行了数值模拟研究.采用一种适合翼身组合体模型的的网格生成技术来生成计算用的结构网格,该技术是先采用一种基于Higenstock源项修正的椭圆型偏微分方程生成二维网格,然后沿机身轴向合理的光滑性调整成三维网格.在求解Euler方程时采用中心离散格式和显式时间推进,并利用附面层修正的方法来考虑粘性的影响.为了验证此方法的正确性,本文对DLR-F4翼身组合体进行了数值模拟,结果表明此方法和试验结果能够很好的吻合.     

高高空长航时无人机翼型优化设计研究

针对高高空长航时无人机的特点和使用要求,开展了高高空长航时无人机翼型的优化设计研究.为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率,将分布式计算与遗传算法相结合,形成了基于遗传算法和分布式计算的气动优化设计方法,并将该方法与基于反设计概念的工程方法相结合进行了高高空长航时无人机翼型的气动优化设计.设计实践表明,该方法是可行的,设计出的翼型是能够满足工程需要的.     

航空发动机油液监测中磨粒参数识别和优化研究

针对航空发动机油液监测中存在的磨粒特征参数过多的问题,采用主成分分析法进行了参数优化,经实践证明,用该方法可较全面地综合评价参数的分类状况,从而降低了磨粒识别的难度。     

环氧树脂和双马树脂的热水老化及弯曲性能研究

对环氧和双马树脂进行96℃热水老化处理后,再经60℃恒温干燥脱水处理。分别测量了两个过程的吸水率、脱水率与时间的关系,计算了它们的平衡含水(脱水)量M∞、扩散系数Dx、动力学参数k和n、渗透系数P,阐明了两种树脂的吸水和脱水过程均源于扩散。其次,比较了两种树脂的弯曲性能,实验结果表明经热水老化的两种树脂性能明显降低;干燥脱水能使树脂弯曲性能得到恢复,但依然低于树脂的初始性能。     

基于气化煤油喷注的RBCC燃烧室亚燃模态燃烧组织研究

针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。     

改进的Qiu滑移因子模型用于离心压气机叶轮的参数研究

为适用于微型离心压气机叶轮的通流设计,对Qiu滑移因子模型加入了3个经验参数.首先对经验参数的求解方法及参数对于设计精度的影响进行了分析研究,发现其中经验参数c_r对于设计精度影响较大.其次在通流设计中应用改进的Qiu滑移因子模型辅助生成叶片,用计算流体动力学(CFD)研究了c_r所影响的模型滑移因子,与数值流场的出口平均滑移因子对比,得到了多种叶轮总体参数下c_r的最佳取值.发现虽然微型、大型离心压气机叶轮总体参数变化范围很大,但c_r的取值均以0.7左右为其最佳值.      

飞机轮胎所造成的砂石飞溅数目的计算方法

 飞机在起飞和降落时,由于轮胎的影响所造成的跑道上外来物(FOD)飞溅是个复杂的过程。以砂石为例,介绍了几种典型的砂石飞溅的类型,提供了飞机所能遭遇到的砂石数目和造成飞机结构损伤的概率计算公式。以某型客机为例,根据民用机场的FOD调研报告和国内民用机场跑道的类型,分析了在临界能量下飞机所能遭遇到并能对飞机造成冲击破坏的可能性,为飞机结构抗冲击设计提供一定的依据。     

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.      

通气模型内流道阻力直接测量技术

推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化.     

波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律.结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高.但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34％,热混合效率减小了11％.适当的尾缘切角修形可以增大推力系数.