可视化航空发动机性能仿真模型

介绍了一种图形化的发动机总体性能仿真模型.该模型可以通过模块化的图形方式,由用户选择发动机部件,自由灵活地组装任意合理结构形式的航空发动机,方便地进行航空发动机稳态与过渡态性能的计算.对该仿真模型的编程思想和编程方法做了具体介绍,并通过对具体发动机进行试计算证明通用模型计算逻辑的正确性以及可视化图形界面的实用性.      

总压畸变对风扇流场影响的全流道数值研究

采用全流道非定常数值模拟方法对进口稳态总压畸变条件下跨声速风扇流场进行求解.详细分析了总压畸变造成风扇性能下降的原因.分析表明,周向不均匀流场使得动静叶进口气流角变得不均匀,从而使进口攻角发生很大变化;动叶在不同周向和径向位置流动状况完全不同;畸变区内静叶根部至中径附近存在大范围的分离区.      

基于激波拟合与柔性壁的反设计数值方法研究

将激波和待求激波压缩面作为运动间断边界拟合,研究了超声速来流下的型面反设计数值计算方法.算法秉承拟合法思想,采用二阶格式时间推进欧拉方程组,在运动边界和动网格条件下,按预估的波系结构划分网格块,反求可产生指定压力分布的三维型面,并获得精确的激波型面.通过包括凸包进气道在内的三个反设计算例验证了本文算法的合理性及其对网格质量的适应性,证明了在型面反设计中,采用激波拟合法可大大提高型面精度.本算法可用于超声速进气道压缩面和唇口完全三维反设计.     

超临界与热裂解煤油超声速燃烧性能优化研究

本文在马赫数2.5超燃模型燃烧室中研究与比较了室温、超临界态与热裂解煤油的超声速燃烧特性.针对单路燃料喷注燃料当量比的受制于容易引起边界层分离,从而导致燃烧静压向上游迅速传播跑出隔离段这一问题,以超临界态煤油为例,研究与比较了不同的喷油位置及其组合对燃烧室性能的影响,并讨论了相应的燃烧室性能优化方法.     

超临界压力下航空煤油流动与传热特性试验

本文针对超燃冲压发动机再生冷却系统运行条件,实验研究了大庆RP-3煤油在超临界压力下的流动和传热特性,目的在于研究煤油在各种工况下的流动参数变化以及对流传热规律。煤油通过二级煤油加热/输运系统加热,试验的煤油压力约2.6M～5.0MPa,油温约300～800K。相应的壁面热流密度为10～300kW/m2。通过油温与壁温的同步测量,结合非定常传热分析,获得了超临界压力下、亚/超临界温度范围内煤油的流动和传热物理参量的变化曲线。     

不同长度吸力面小翼对压气机叶栅间隙影响的数值研究

对常规直叶栅和三种具有不同长度和起始位置的吸力面小翼叶栅内的三维黏性流场进行了数值模拟.结果表明,不同长度吸力面小翼都不同程度上改善了叶栅顶部的气流流动状况;在叶顶吸力面侧加装与其型线等长度的小翼可以较好地削弱泄漏涡的强度,随着叶顶间隙的增大,泄漏流动增强,其作用效果逐渐降低.     

异辛烷/空气对冲火焰实验与计算分析

为了解决汽油机清洁高效燃烧的难题,需要对汽油的基础燃烧特性进行深入研究。为此选取异辛烷单一组分作为表征燃料,对其预混层流火焰传播速度进行了实验与分析。设计并搭建了适宜液体燃料燃烧的对冲火焰试验台,通过对异辛烷对冲火焰的实验,获得了不同当量比下的无拉伸火焰传播速度,发现随着当量比的增大异辛烷火焰传播速度先增大后减小,在当量比1.1时火焰传播速度达到最大值。在标准大气压、初始温度为378K的工况下,异辛烷最大火焰传播速度为60.9cm/s。利用异辛烷、正庚烷、乙醇三组分燃料着火机理计算了异辛烷火焰传播速度,并针对火焰传播速度进行灵敏度分析,得到了控制异辛烷火焰传播速度的主要基元反应。通过实验结果与计算结果的对比,结合文献中给出的实验数据,对影响异辛烷火焰传播速度的主要因素进行分析,发现初始温度提高、环境压力降低能够使异辛烷燃烧火焰传播速度提高。     

导叶冷却对涡轮级性能影响的数值研究

针对某高压燃气三维扭转涡轮导叶全叶身冷气射流进行了数值模拟,详细分析了在设计转速下改变冷气流量对叶片气动性能、冷却效率和叶栅通道损失的影响;对比分析了在冷气流量相同的条件下,改变转速对涡轮级性能影响.结果表明:不同冷气流量对导叶冷却孔附近区域的静压影响较为明显,而对下游转子的型面静压影响不大;导叶冷气射流对叶栅通道内主流气流角影响较小;冷气流量占主流流量由2.50%增加至6.25%,叶片绝热壁温降幅达11.19%,导叶叶栅通道总压损失和能量损失分别增加了12.95%和12.01%,而涡轮级功率和级效率分别降低了2.39%和1.51%.      

融合式叶尖小翼对低速压气机转子气动性能的影响

为了进一步揭示融合式叶尖小翼对压气机转子间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对低速压气机转子加装叶尖小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了不同几何宽度及安装方式小翼对转子气动性能的影响。结果显示,叶尖小翼改变了转子中的泄漏涡轨迹,影响着叶片吸力面附面层的分离程度,适当几何宽度的压力面小翼可以在压气机转子效率略有降低的情况下使其失速点流量系数减小8.20%。     

层合板干涉螺接分层损伤及其临界干涉量

复合材料层合板的干涉配合连接具有优越的性能,是飞机复合材料结构连接的发展趋势。然而,层合板在干涉连接过程中易出现分层损伤。针对以上问题,采用理论建模与有限元模拟方法研究了碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)层合板干涉螺接过程中的分层损伤及其临界干涉量。首先,对CFRP层合板的干涉螺接工艺过程和分层损伤进行力学行为分析;然后,基于虚功原理,建立了各层界面的分层损伤临界轴向力计算模型,结合插钉力与干涉量间的关系,建立临界干涉量的预测模型,求得分层损伤的临界干涉量;最后,采用ABAQUS有限元软件对CFRP层合板干涉螺接过程进行数值模拟,应用内聚力单元建立层合板层间界面,模拟了CFRP层合板在不同干涉量时的分层损伤机理,并通过扫描电子显微镜(SEM)实验观测了细观分层损伤。研究结果显示:干涉量是影响CFRP层合板分层损伤的主要工艺参数;层合板中越靠下边的层间界面,其不产生分层损伤的临界轴向力和临界干涉量越小,即越容易产生分层损伤。