非对称来流下带斜楔的短隔离段数值研究

为了提高超燃冲压发动机隔离段耐反压能力以及缩短其长度,设计了一种带斜楔的隔离段,斜楔放置在隔离段进口下壁面,对其进行了三维数值模拟,获得了带斜楔的隔离段耐反压能力特征以及缩短程度。通过数值模拟发现,隔离段加斜楔后能够承受的最大反压从来流静压的3.46倍上升到3.73倍,提高了7.8%左右。斜楔放置在厚附面层一侧更能改善隔离段耐反压性能。还发现加斜楔后可在进出口压比相同的情况下,将长度减小35%左右。     

非对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对7°×11°双尖鳍外形的非对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用Navier-Stokes方程和5种湍流模型进行了计算.主要考察对壁面压强、热传导、绝热壁面温度和壁面摩擦力线分布的计算精度.计算结果表明:两道斜激波相交后的区域的壁面压强和热传导都比较高;计算的压强和壁面摩擦力线与试验吻合很好,绝热壁面温度次之,热传导最差,峰值高达试验的3倍左右.湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对绝热壁面温度和热传导影响很大.在5种湍流模型中,TNT(turbulent/non-turbulent)和SST(shear-stress transport)模型表现较好.      

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响,优化设计了旋流畸变网以模拟旋流,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大,但会导致压气机效率下降,稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速,压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%,在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角,导致气流叶背分离、叶片通道堵塞,最终导致压气机失稳。      

双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明:内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0~7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0~7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22.      

外物损伤对民用飞机短舱内/外流气动特性的影响

根据民用飞机动力装置/机体适航验证研究需要,结合三维有限元碰撞冲击仿真,进行了外物损伤(FOD)条件下发动机短舱内/外流数值模拟分析,初步获得了外罩变形对短舱气动特性的影响。结果表明:结合三维有限元碰撞冲击仿真进行的民用飞机短舱气动特性数值模拟,可以较好地分析FOD对发动机短舱内/外流气动特性和安全性能的影响;在内流方面,外罩和唇口的变形导致了巡航状态和低速大流量等状态短舱内流品质降低,一定程度上影响了进气道流通能力并进一步降低了发动机效率;在外流方面,外物损伤变形导致的气流分离致使局部唇口的前缘吸力丧失,这使得FOD短舱的阻力系数始终比光滑短舱的大,但是当外罩流动均处于失速状态时,两者的阻力特性差异降低。通过对严重影响短舱气动特性或飞机安全性的FOD进行评估,表明该研究成果可以为短舱结构设计的优化和民用飞机安全性分析提供技术依据与建议。     

IMA双层调度算法中的任务可调度性分析方法

任务可调度性分析是综合模块化航电(IMA)系统双层调度算法研究中的一个关键问题。针对这个问题,首先剖析了单分区调度系统中任务精确响应时间计算方法所具有的计算复杂度高以及计算函数不连续等局限性;然后提出了一种计算任务响应时间上限的快速方法,分析该计算方法的推导过程,得到了双层调度情况下任务响应时间上限的计算方法,并由此推演出任务可调度性分析方法和分区参数设计方法;最后通过计算机仿真实验,分别使用定量的响应时间上限相对误差法以及定性的资源放大分析法考察了系统任务数量以及系统利用率对文中提出的响应时间上限计算方法精度的影响程度,并得到了该方法取得较高应用精度的可行性条件。     

航空发动机进气道系统Ｍ数信号器的设计与实现

为了解决航空飞行器发动机进气量的控制问题,提出一种结构简单、可靠性高的M数信号器。当飞行器进气道Ma达到某一设定值时,M数信号器提供信号给发动机进气道斜板调节系统。M数信号器选用机械膜盒作为敏感元件,根据Ma的测量原理求解得到Ma值,然后对M数信号器进行设计制造。经装机试飞验证,表明M数信号器可满足发动机进气道斜板自动调节的要求。     

基于飞行试验数据的进气道畸变预测与试验验证

采用响应曲面的试验设计方法,构建了基于试飞数据的进气道压力畸变预测模型,进行不同飞行工况进气道畸变模型预测与飞行试验验证研究。研究结果表明:模型预测与飞行试验结果相比,综合压力畸变指数平均相对误差为421%,稳态周向畸变指数平均相对误差为799%,结果吻合良好,能够满足对该型进气道畸变预测要求;大迎角、侧滑及其组合飞行时,进气道内部附面层气流分离是造成进气道出口畸变的主要因素;进气道出口低压区的位置与飞行姿态角相对应,并在周向上向压气机的旋转方向有小范围偏转,偏转角度与发动机状态相关;采用“模型预测+飞行试验”的模式能够完整、安全高效地考核评估飞机进气道的畸变特性,具有很好的工程适用性。     

基于多缝放气自适应流动控制的超声速进气道数值研究

针对一种超声速混压式二元进气道,设计了多缝放气自适应流动控制方案,采用数值方法分别对有放气措施和无放气措施的进气道特性进行仿真对比分析,获得了放气对进气道自起动能力、临界性能及阻力特性的影响规律。结果表明:在进气道内收缩段开设系列放气缝,可以在保证进气道自起动能力的情况下大幅提升其临界性能,同时该种流动控制措施可通过唇口斜激波及其反射激波的移动实现放气量的自适应调节。对比分析发现,所设计的多缝放气流动控制方案,在设计状态下进气道的抗反压能力和总压恢复系数较无放气措施方案分别提高12.15%和7.11%,流量损失和阻力增加仅为0.71%和2.7%;巡航状态下,阻力增幅进一步减小,仅为1%。      

预冷发动机进气道节流特性数值研究

为了研究预冷发动机进气道预冷前后的节流特性,以二维轴对称进气道为对象,使用多孔介质耦合源项法进行数值仿真研究,在不同涡轮通道流量系数的工况下对比了预冷效果和进气道预冷前后的气动性能。研究表明:随着涡轮通道流量系数增加,亚声速扩压段锥面压力降低,虚拟预冷区下游低速区面积缩小,而两通道出口总压恢复系数均呈下降趋势,同时涡轮通道流量系数较高的工况冷却效果更好;冲压通道出口总温受预冷区影响而下降,高速工况下降幅度较大,但下降幅度不受涡轮通道出口流量系数影响;相同涡轮通道流量系数的高速工况,经过预冷后涡轮通道流通能力增强。