基于MATLAB/Simulink的飞机燃油箱内燃油温度仿真计算

燃油温度是飞机燃油箱可燃性评估的关键参数之一。为了研究飞机燃油箱内温度的分布规律及传热模型的正确性,采用MATLAB/Simulink软件平台搭建出了客机的燃油箱热仿真模型。在输入飞行实验所对应的的边界条件后,通过数值模拟获得燃油箱内部各计算节点处的燃油温度。结果表明,在三种不同的航行条件下,燃油箱热模型仿真结果均能较好地与飞行实验结果吻合,能够将计算误差控制在一定范围内。采用该燃油箱热模型进行热仿真数值模拟可以获得较为准确的飞机燃油箱热特性,能够在飞机设计阶段,用于对燃油箱结构以及内热源部件布置的优化。     

肋角度对气膜冷却特性的影响

在光滑二次流通道的基础上,分析对比了两种带肋通道(135°肋和45°肋)对气膜冷却特性的影响.采用瞬态液晶测试技术获得了气膜孔下游表面传热系数比与气膜冷却效率分布.使用Fluent软件RANS数值方法对相应结构进行了数值模拟,并使用了realizable k-ε湍流模型.光滑二次流通道模型中,气膜孔内流线呈螺旋状分布,导致较大的孔内速度分离与流动损失.冷气射流分成两部分,其中一股形成一对偏斜的对转涡.135°肋结构中,二次流通道上部分的旋转涡为顺时针方向,使得气流易于流入气膜孔,气膜孔内流线呈直线分布.45°肋结构中,二次流通道上部分旋转涡为逆时针方向,增强了气膜孔内旋转涡.45°肋结构中冷气流入气膜孔之后的流动结构与光滑二次流通道结构相似.135°肋结构气膜冷却效率最大而表面传热系数比最低.     

不同宽高比的二元喷管电磁散射特性数值研究

为研究宽高比对二元喷管雷达散射截面(RCS)的影响,结合迭代物理光学法和等效边缘电磁流法开发了腔体电磁散射特性计算程序,用来分析二元喷管的雷达散射特性;并采用OpenMP和MPI两种并行技术提高计算效率。对比分析了不同宽高比(AR)的二元喷管在水平极化及垂直极化方式下的电磁散射特性,并给出了二元喷管在不同探测角下总散射场与边缘绕射场的RCS曲线。研究结果表明,在两种极化方式下,宽高比对边缘绕射场的RCS值影响不大而对总散射场影响较大;宽高比为2.0的模型在两种极化方式下,都具有较低的RCS值,相比宽高比为1.5的模型在水平极化方式和垂直极化方式下分别减少4.98%和6.72%。     

端壁附面层抽吸对对转压气机性能的影响

以双级对转压气机为研究对象,通过在两排转子机匣处开设抽吸孔,采用数值方法研究了不同抽吸流量下端壁附面层抽吸对压气机性能的影响,为吸附式压气机优化设计提供参考。计算结果表明:在级环境下端壁附面层抽吸可以提升压气机失速裕度,但抽吸流量过大会对效率造成一定损失,当抽吸1.6%流量时失速裕度提升了3.8%,压气机性能达到最佳;失速主要由间隙泄漏涡引起并首先在第二排转子叶尖发生,抽吸削弱了泄漏涡的强度推迟失速发生;端壁附面层抽吸增大了叶尖流通能力,使转子叶尖效率和压比得到提升,并有效改善了出口导叶流场。     

基于高速慢车的航空发动机快速响应控制

针对传统航空发动机响应速度慢,难以在紧急事件中用于控制受损飞机完成起降过程的问题,采用高速慢车控制模式来提升发动机加速性能,通过增加发动机在慢车时高压压气机转速,为加速前期提供更大的燃油流量,从而缩短发动机从慢车至最大状态的加速时间。为保证慢车时高压转子转速提高的同时发动机推力和稳定裕度不变,通过修改高压压气机可调导叶控制计划来调整高压转子工作点。仿真结果显示,与原有控制相比,采用高速慢车快速响应控制模式的发动机加速上升时间从原来的2.00s缩短至1.86s,而高压压气机最小喘振裕度仅由16.01%下降至14.81%,同时慢车推力基本保持不变。     

大膨胀比跨声速涡轮流动结构及损失的数值研究

为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。     

高负荷轴流压气机叶栅二次流动与损失关联性探讨

为探讨压气机中二次流与损失生成的关联性,对一高负荷轴流压气机叶栅开展数值模拟研究。首先对叶栅流动进行定性分析,在此基础上推导定量模型估算流场中的损失源,并由此获得二次流动诱发损失的机理与影响。研究结果显示,在大部分攻角范围内,二次流诱发的损失未超过50%。相对于二次流间接作用于低速流而诱发的损失而言,其直接耗散产生的损失仅为小量;在角区失速时的详细观测也显示,通道横流的流向变化,也即二次流对低速流间接影响的变化是导致通道内损失随攻角激增的主要原因。     

航空发动机高压转子前轴承刚度特性分析

为了得到航空发动机高压转子前轴承刚度随发动机工作状态的变化规律,建立了该轴承的刚度分析模型,引入了轴承内、外环配合参数、离心效应、热效应以及联合载荷对轴承刚度特性的影响,数值分析了该轴承的刚度随轴承内、外环配合参数、转速、轴承工作温度及外载荷的变化规律。结果表明,轴承的径向刚度、轴向刚度和角刚度,随轴承内、外环过盈配合量增大而增大,随转速、工作温度和弯矩的增大而减小;径向力增大,轴承的径向刚度增大,轴向刚度和角刚度减小;轴向力增大,轴承的径向刚度减小,轴向刚度和角刚度增大;轴向载荷对该轴承的刚度影响最大。     

涡扇发动机故障诊断硬件在回路实时仿真平台

硬件在回路仿真是发动机故障诊断算法由理论转向实际工程应用的重要阶段,但目前航空发动机故障诊断算法的研究多数处于软件数字仿真阶段。构建民用涡扇发动机故障诊断算法硬件在回路实时仿真验证平台,开发考虑健康退化的民用涡扇发动机多维调度分段线性化模型,分析并模拟仿真民用涡扇发动机的四类典型常见故障。经过对相关诊断算法进行实验验证,表明该平台及使用的模型和方法都是行之有效的,具有一定的工程使用价值。     

旋转带肋回转通道换热实验研究

为深入掌握高压涡轮叶片带肋回转通道在旋转状态下的换热分布,建立了旋转内通道实验系统,利用瞬态液晶测量方法研究了动叶回转内通道模型的换热机理,比较了三维数值模拟和实验的换热结果。通道入口雷诺数为5000~17000,旋转数为0~0.09,旋转半径与水力直径之比为46.4。结果表明:不同雷诺数下回转内通道的局部换热系数分布相似,局部、平均换热系数均随雷诺数增加而增大;沿程展向平均换热系数呈多波峰状分布,肋的扰动强化换热沿流向逐渐减弱;径向出流通道的努赛尔数随旋转数增加明显增大,径向入流通道的努赛尔数随旋转数的增加略有减小;哥氏力使转弯下游通道的局部换热系数改变,肋间的高换热区域由前肋的背风面附近向两肋之间偏移。