变循环发动机部件级建模技术

以双外涵变循环发动机为研究对象,建立了其整机部件级稳态及动态数学模型,建模过程中考虑了导叶角和导向器面积变化对压气机和涡轮部件特性的影响,考虑了模式选择活门面积变化对副外涵进口空气流量的影响,所建立的模型能够执行变循环发动机2种典型工作模式:稳态及模式切换过渡态仿真.仿真结果表明:随着模式选择活门逐渐关闭,前段风扇喘振裕度显著减小;双涵工作模式下发动机耗油率低,适用于亚声速巡航飞行;单涵工作模式下发动机单位推力高,适用于超声速巡航飞行.      

二元高超声速变几何进气道气动特性研究

设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0~7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21%和9%.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道.      

变循环发动机建模技术研究

在对变循环发动机总体结构进行分析的基础上,参考双轴涡扇发动机部件模型的建立方法,建立了变循环发动机部件级数学模型.建立了区分叶根特性和叶尖特性的风扇部件模型,单外涵和双外涵模式的核心驱动风扇级数学模型.根据变循环发动机的特点,建立了反映变几何部件变化的稳态和动态共同工作方程.数字仿真结果表明:所建的变循环发动机模型能够实现工作模式之间的相互转换,并且在低空低马赫数双外涵模式下表现出了涡扇发动机特性,即高推力与低耗油率,而在高空高马赫数单外涵模式下相比涡扇模式提供的推力更大、耗油率更低,符合变循环发动机特点,验证了建模方法的可行性.      

临近空间螺旋桨低雷诺数高效翼型数值分析

针对临近空间翼型边界层变厚更容易发生分离的特点,在修正了湍流模型后,通过分析比较13种低雷诺数翼型的升阻系数得到了比较适合用于临近空间螺旋桨叶素的高效翼型。结果显示,攻角在-6°～8°、8°～14°、14°～22°三种工况下,分别采用SST k-ω、RNG k-ε、Realizable k-ε湍流模型,可以得到与国外实验比较接近的合理结果;工况条件对翼型气动性能好坏的影响很大,翼型S-1223和FX63-137在所研究的工况内都具有较好的气动性能;因此可以选择这两种翼型作为临近空间螺旋桨用高效翼型。     

遗传算法结合神经网络的多段翼型优化设计研究

为提高多段翼型增升效能,开展包括襟／缝翼偏度和缝道参数在内的优化设计研究。将神经网络与遗传算法结合的优化设计方法应用于气动优化设计,并针对30P30N三段翼型,分别以8°迎角时升阻比最大和22°迎角时升力最大为目标进行了单目标和多目标优化设计研究。研究结果表明：采用单目标设计虽可在设计点获得较好的优化结果,但在非设计状态气动性能下降;采用多目标优化设计,既可获得良好的中等迎角升阻性能,又可改善大迎角失速性能,使综合气动性能更优;遗传算法与神经网络结合的优化设计方法可满足多段翼型的多点优化设计问题,具有高效、高精度等优点,易于工程应用。     

基于射流的涡轮平面叶栅流动控制数值模拟

通过数值模拟方法研究了襟翼射流对涡轮叶栅流动的控制,给出了从某型涡轮叶片压力面尾缘附近由面积为0.785 mm2的矩形射流喷口喷射不同流量射流,对不同流动状态下涡轮叶栅流动的影响效果。结果表明,射流襟翼能够有效控制通道内的主流流量和流动方向;当射流流量达到主流流量的4%时,在三组雷诺数下主流流量平均减少了12.57%,气流转折角平均增大了4.82%;随着射流流量的增大,叶片载荷系数有所降低,同时总压损失会增大。     

开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究

 针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。     

高超声速二元变几何进气道气动方案设计与调节规律研究

 针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计的变几何进气道宽马赫数范围内流场结构较好,总体性能优越;以马赫数Ma=6.0为设计点的原型进气道采用转动唇口方案无需附面层抽吸即可在唇口开启过程中实现接力点自起动,且最低自起动马赫数降至Ma=3.5;低马赫数大攻角状态下,通过转动唇口合理控制喉部平均马赫数范围可保证进气道正常工作。     

基于时间谱方法的振荡翼型和机翼非定常黏性绕流数值模拟

 传统的双时间方法在非定常计算中长时间的过渡迭代推进求解导致其计算效率相对较低,针对周期性非定常流动问题的流动特征,发展了一种基于离散傅里叶变换的高效时间谱方法,用于求解振荡翼型和机翼的非定常黏性绕流。在时空耦合的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的求解中,对流项的离散应用了Roe的通量差分格式,物理时间项的离散方法为时间谱方法,伪时间推进采用了隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式。考虑到湍流的时空耦合效应,时空耦合的Spalart-Allmaras一方程湍流模型的物理时间项同样采用时间谱方法进行离散。为了进一步提高计算效率,当地时间步长和多重网格技术等加速收敛的措施均被采用。算例对俯仰振荡NACA0012翼型和Lann机翼的周期性非定常流场进行了数值计算。结果表明:对于周期性非定常流场的数值模拟,相比于传统的双时间方法,用时间谱方法近似物理时间项,不仅能够提高流场的计算精度,而且更能够大幅度提高计算效率。     

基于修正边界层转捩的翼型气动特性研究

边界层转捩是决定翼型流场特性的重要因素,因此在航空工程中开展边界层转捩研究具有重要意义.从转捩流动的物理特征出发,引人间歇函数对k-ω SST两方程湍流模型的Wilcox转捩模式进行了修正,进而对传统的NACA0012翼型的流场特性和气动性能进行了研究,并与原始边界层转捩的计算结果以及试验结果进行了比较.研究表明,改进后的模型对转捩位置具有较好的预测能力;在采用修正边界层转捩模型的情况下,翼型的阻力预测精度有了一定程度的提高.