吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

抑波槽宽度对水陆两栖飞机喷溅性能影响对比试验研究

抑波槽宽度合理性直接影响抑制喷溅的效果。通过两个抑波槽宽度的单船身模型拖曳水池对比试验,比较同一状态两者喷溅包络线,分析抑波槽宽度变化对飞机喷溅性能影响,表明减小抑波槽宽度使螺旋桨处喷溅高度增加19%以上,使襟翼处喷溅高度降低54%。     

复合材料层合结构低速冲击后的渗漏性能

对复合材料贮箱结构进行低速冲击试验,并测试冲击后贮箱结构的渗漏性能。试验结果表明,当层板内部的基体损伤和分层损伤构成贯穿的通路后即导致贮箱渗漏,并且贮箱结构的冲击能量渗漏门槛值介于23~25J之间。在试验基础上建立了有限元模型以分析冲击后贮箱结构的内部损伤情况,并判断结构是否渗漏,计算结果与试验吻合良好。在计算模型的基础上对曲面贮箱结构的冲击渗漏性能进行分析。     

高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究

高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。     

旋翼非定常气动特性CFD模拟的通用运动嵌套网格方法

针对直升机旋翼非定常气动特性CFD模拟中的网格生成难题,提出了一套高效、通用的运动嵌套网格生成方法.首先,基于Poisson方程求解和翻折法生成旋翼桨叶的正交贴体网格.其次,针对旋翼桨叶的扭转分布及变距、挥舞等复杂运动,建立了一套通用的洞单元识别的扰动衍射法;为保证洞包络面的封闭性,完善了挖洞过程中网格加密策略;在洞边界确立基础上,提出了一种高效、鲁棒的最小距离法贡献单元搜索的改进方法.在此基础上,建立了基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程的旋翼非定常流场CFD模拟方法.最后,采用所建立的方法分别对悬停和前飞状态下的C-T(Caradonna-Tung)旋翼和7A(Helishape 7A)旋翼的气动特性、桨尖涡的位置进行了计算,计算结果与试验值误差小于5%,验证了该运动嵌套网格生成方法在旋翼非定常气动特性CFD模拟中的有效性.      

激波矢量控制喷管落压比影响矢量性能及分离区控制数值模拟

激波矢量控制喷管矢量角随落压比(NPR)的增大而下降的现象已被许多研究所证实.对NPR影响矢量角机理及基于多缝腔体和多缝辅助注气方法的分离区控制研究,目标是寻求大NPR条件下矢量性能提高的方法.研究表明:NPR影响矢量角的机理主要由于次流下游近壁面分离区由小NPR时的开放型变为大NPR时的封闭型,从而导致由于壁面压差力产生的矢量力减小所致.多缝辅助注气方法可以有效控制分离区在大NPR时保持开放,注气压力为环境压力时可以在不从系统额外引气的条件下提高矢量性能.      

裂纹叶片频率转向和振型转换特性研究

基于有限元法对裂纹悬臂平板叶片的频率转向和振型转换特性进行了线性和非线性研究。首先使用张开型裂纹模型通过线性模态分析研究了裂纹长度变化引起的频率转向和振型转换问题,使用模态置信因子定量分析了频率转向区内振型的渐变过程。而后考虑裂纹闭合效应,建立了裂纹平板的双线性模型,使用张开型和闭合型模型线性分析结果计算得到双线性频率,其中张开型和闭合型裂纹振型通过模态相关性分析进行匹配。计算了裂纹叶片双线性频率,分析了非线性频率转向特性与线性分析结果的差异。最后使用接触有限元模型瞬态响应扫频计算得到非线性共振频率,对张开型模型和双线性模型在典型弯曲、扭转和面内弯曲模态的共振频率进行了验证。     

滤波减速器有限长轮齿接触表面混合润滑分析

综合考虑了轮齿接触几何、啮合点法向载荷、齿向参数、真实表面粗糙度、润滑剂流变特性等因素,建立了滤波减速器轮齿混合润滑数值分析模型,采用复合迭代法和快速傅里叶变换(FFT)方法分别求解Reynolds方程和弹性变形方程,获得了轮齿接触表面混合润滑分析完全数值解,得到了滤波减速器在啮入点、节点和啮出点的压力与平均油膜厚度,以及转速对轮齿接触表面平均油膜厚度和接触比的影响.结果表明:在啮入点、啮出点及节点处,沿齿宽方向的压力分布不相等,两侧压力较大,而在啮入点处的两侧压力突变相对较小,且平均油膜厚度最大;对于粗糙轮齿接触表面,随着滤波减速器转速逐渐降低,啮入点、节点及啮出点的平均油膜厚度随之减小,接触比增加,润滑效果变差,并且在同一工况下粗糙轮齿接触表面的啮合点平均油膜厚度小于光滑轮齿表面的平均油膜厚度.      

变循环发动机组合变几何调节方案

基于面向对象的设计思想,设计出了一个双涵道变循环发动机(VCE)的性能计算模型,并选取了双涵道VCE具有代表性的典型工作点,进行了双涵道VCE的组合变几何调节的相关研究.结果表明:在双涵道VCE的亚声速巡航和超声速巡航工作点,合理调节风扇导流叶片角度可以更大程度发挥双涵道VCE性能优势;在亚声速巡航工作点时选取的方案4和超声速巡航工作点时选取的方案4均比双涵道VCE设计点的变几何调节方案性能更优.     

基于技术参数评估的涡扇发动机总体性能设计分析

为了充分掌握各代涡扇发动机技术参数水平及其发展趋势,统计包括现役型号在内的15台2～4代涡扇发动机的总体性能参数、循环参数和部件参数,采用考虑涡轮冷却的总体性能计算和重量预测相结合的发动机技术参数综合评估模型并利用计算程序绘制趋势曲线,评估技术参数的发展趋势,结果表明技术参数逐年改善的趋势是比较稳定的,并用曲线趋势外推法取得下一代关键参数的定量数据。在此基础上探索下一代高推重比涡扇发动机可能的总体性能方案,为下一代先进涡扇发动机的预研和设计提供参考。