飞机进气道阻力测量研究

本文以一种战斗机两侧进气布局为例，探讨了在风洞试验中，同时测量附加阻力和罩阻力的可能性。研制了新型天平，解决了干扰密封问题，得到了合理的实验结果，为进气道唇口的设计提供了有效手段。     

液体火箭发动机喷管流动特性及高度补偿研究进展

喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响,本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。     

总收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle,RBCC）进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

GH536帽罩翻边成形特性影响的数值分析

针对GH536燃烧室帽罩翻边异形孔边缘应力及变形难以控制问题,进行了翻边成形有限元研究,根据凸模形状及合模方式的不同,建立了3组翻边成形数值模型,探究了凸模形状及合模方式对GH536帽罩翻边成形异形孔边缘及环形凸起区域应力、塑性应变分布的影响,结果显示,凸模前缘过渡特征可增加成形区域应力分布均匀性,帽罩环形凸起区域两侧...     

飞机蜂窝道面拦阻系统的动力学模型与数值模拟研究

针对传统泡沫混凝土材料在大型飞机道面拦阻中存在的吸能效率、耐久性以及环保等问题,基于金属蜂窝材料提出了一种新型飞机道面拦阻系统.首先,建立了机轮-蜂窝材料耦合作用阻力模型和全机拦阻动力学模型,得到了蜂窝材料在拦阻过程中的能量耗散分布解析表达式.其次,通过LS-DYNA有限元软件进行了蜂窝材料道面拦阻系统的数值研究,验证...     

脉冲射流控制现象的自激-外激耦合模型

为了阐释脉冲射流控制中出现的频率依赖性、位置依赖性、条件同步性及强度依赖性这4种现象,在弱非线性稳定性理论的基础上,建立了一种简化的自激-外激耦合模型,用于近似描述脉冲射流流动控制现象.该模型由偏微分方程组构成,特定情形下可简化为常微分方程进行求解,通过将求解结果与脉冲射流控制的数值模拟及实验数据进行对比,研究发现:该...     

涡轮叶片波纹内冷通道流动传热机理研究

针对叶片强化冷却散热的关键科学问题,提出并设计了新型波纹通道冷却结构,开展了精细化数值模拟,分析冷气进口雷诺数和波纹形状参数对其传热性能的影响,研究了高雷诺数涡轮叶片波纹通道冷却结构的流动传热机理。计算结果表明:波纹通道波峰波谷的交替出现对流场有强烈扰动效果,局部表面传热系数可达光滑通道的2～3倍;同一波纹不同位置传热效果不同,在管道收缩处表面传热系数最大;波纹通道传热能力与波纹形状密切相关,在冷气进口雷诺数较大时于H/L=0.115 附近传热效果最佳。论文揭示了波纹通道强化传热的物理机制,为航空发动机叶片冷却结构设计提供技术支撑。      

一种三扰流片机构的侧向力调节特性

针对扰流片机构3个扰流片圆周对称的布局特点、径向旋转的作动方式,本文提出一种仅以三扰流片旋转角为变量的侧向力计算方案.数值计算和试验结果表明:该扰流片机构进行推力矢量调节时,喷管扩张段壁面几乎不产生侧向力,侧向力主要由3个扰流片配合差动产生.俯仰侧力与2号扰流片和1、3号扰流片旋转角平均值之差呈正相关;偏航侧力与1、3号扰流片旋转角之差呈正相关.在进行起始角度为52°,终止角度为23°的小角度调节时,三扰流片间气动力干扰很小,在3％以内,推力损失与扰流片旋转角近似呈线性关系.侧向力计算结果与试验结果偏差在6％以内,验证了该方法的正确性,所提出的计算式具有封闭可解性,能够根据推力损失和俯偏方向的期望侧向力反向求解出目标旋转角,进而提供一种三扰流片机构姿态调节的方法.     

直升机旋翼翼型高效优化设计方法

基于传统双时间方法的共轭梯度旋翼翼型优化设计方法效率低下,难以满足工程实际多点多工况的优化需求,针对直升机旋翼翼型非定常多点多目标优化设计问题,耦合高效的时间谱方法和多重网格方法,发展了一种适用于直升机旋翼翼型悬停、前飞和机动等多种运动状态的多点多目标优化设计方法,其中,Navier-Stokes方程和共轭方程的求解均采用时间谱方法进行物理时间项的离散,同时还采用几何多重网格加速收敛,以提翼型优化计算效率。算例选取典型旋翼翼型NACA0012与OA209分别开展悬停、前飞和机动等状态的定常优化与非定常优化。结果表明:该静态与动态气动外形优化设计方法具有较高精度,能够实现直升机旋翼的悬停、机动和前飞等复杂运动状态下的翼型多点多目标优化设计;相比于传统的双时间共轭梯度优化设计方法,时间谱共轭梯度优化设计方法能够提高翼型优化计算效率5倍以上。      

交替静叶布局对轴流压气机气动稳定性的影响

为揭示交替静叶布局控制角区分离的流动机理,提升压气机性能,实现压气机的扩稳,采用了数值模拟方法对某高负荷跨声速压气机展开交替静叶设计研究。通过改变静叶叶尖进口几何角,调整叶片的布局方式,得到一种改叶型弯角交替静叶,在此基础上结合叶片弦长进一步优化,得到另一种改弦长交替静叶。数值研究表明：改叶型弯角交替静叶布局压气机的稳定裕度相对原型提升了34.7%,改弦长交替静叶使改叶型弯角交替静叶的压气机稳定性进一步提高,但会造成压比和效率的小幅下降,即以损失部分性能的代价换取了压气机稳定性的提升,改弦长交替静叶压气机在前者基础上将稳定裕度进一步提升了9.7%。新型的静叶布局使得相邻流道的流场结构产生差异,在周向上形成上、下角区分离交替分布的格局,促进了相邻流道出口流体的汇聚。叶型弯角的改变使角区低能流体区引入了更多高能流体,抑制了低能流体在角区堆积,提升了静叶的扩压能力。而弦长改变的同时增加了叶片前掠,阻隔了部分气流,实现了气流的重新分配,一定程度上平衡了两侧气流流量的不均匀性,从而改善了该压气机的气动稳定性。