翼形几何参数对机翼散射特性的影响

系统地揭示了翼形几何参数对机翼的空间散射特性、极化散射特性的影响规律.研究发现,在垂直极化状态下用理论尖劈公式计算机翼后缘绕射的计算结果与实验结果相差甚远.提出在垂直极化状态下机翼后缘绕射的计算必须将后缘厚度考虑在内的见解.对于水平极化,前缘散射波峰只与前缘半径有关;而对于垂直极化,前缘散射波峰与翼形最大厚度以及最大厚度位置有关.给出前后缘散射波峰的工程估算公式,为低雷达散射截面( RCS )机翼设计提供依据.     

基于主动喷注方式的后缘突扩凹腔激光诱导等离子体点火实验研究

针对马赫数2.92,总压2.6MPa和总温1530K的超声速来流条件,基于主动喷注乙烯的燃料喷注方案,在后缘突扩凹腔燃烧室中开展了激光诱导等离子体点火实验研究。通过采集50kHz的CH*基自发辐射图像,详细观测了火焰传播过程并进而研究了主动式燃料喷注方案对点火过程的影响。研究表明,在激光诱导等离子体点火以后,CH*基强度沿时间的变化会呈现出不同的阶段性特征,大体可以分为四个不同的发展变化阶段(激光激发阶段、初始火焰阶段、过渡阶段和全局火焰阶段)。对于采用凹腔主动式燃料喷注方案,都会经历一个类似的初始火焰形成、减弱、增长和迅速发展成全局火焰的过程,区别在于采用凹腔后壁面燃料喷注方案的初始火焰要更加微弱,而且要经历一个难以观测到CH*基信号的初始火焰沉寂阶段。在全局当量比0.03～0.07的条件下,凹腔前壁面燃料喷注方案要比凹腔后壁面燃料喷注方案更加利于初始火焰的发展,但在形成全局火焰以后会引起较大的波动不利于火焰稳定。     

带后缘喷气的跨音速涡轮导叶叶栅的试验研究

两种型式的带后缘喷气跨音速涡轮导叶叶栅,在燃气涡轮研究院SB301超跨音速平面叶栅风洞上作了试验。结果表明：后缘喷气对叶片表面M 数的影响是很小的,但不同的后缘喷气,在叶片表面上产生的附面层分离泡的位置不同,在同一试验状态后缘半开缝喷气叶栅的损失系数,小于后缘对开缝叶栅损失系数。在各喷气流量比时,出口气流角随出口M数变化的趋势,是与喷气流量比Cm=0时一致的。     

可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型气动特性分析

以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,并在风洞实验中测试了其气动特性。计算和实验结果表明:可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型能改进传统主翼-简单襟翼翼型的气动特性和流场分离特性;可变形段范围、转轴位置、后缘偏转角度、后缘高度等变形参数对气动特性具有显著影响。     

基于时间推进的通流计算方法:现状及展望

为探究基于时间推进的通流方法在叶轮机械设计分析中的应用潜力,报告了国内外相关研究现状,详细阐述了该方法在应用过程中的若干关键问题,包括:叶片堵塞的几何描述、叶片力的模拟、叶片前后缘间断问题的处理和激波的捕获等,并对不同模型进行了比较。总结可知,相比传统通流方法,该方法具有捕捉激波,适应堵塞,流场模拟更为精细以及计算扩展性良好等诸多优点,在先进航空发动机或燃气轮机的部件设计和分析、整机稳态、过渡态性能模拟中,都具有相当的优势与应用潜力;同时尽管该方法的研究取得了很大进展,但在上述若干关键问题上仍有提高空间。通过进一步的发展与完善,该方法有望成为叶轮机械设计和分析的标准工具。     

面向自适应加工的精锻叶片前后缘模型重构

针对精锻叶片前后缘数控加工在加工边界出现"台阶"等问题,提出面向自适应加工的模型重构方法。首先,根据精锻叶片的特点给出前后缘加工工艺方案。其次,根据工艺方案建立在机测量模型并进行路径规划。在此基础上,依据前后缘实际几何型面参数以及理论模型各截面前后缘圆弧圆心和半径允差,提出重构模型圆弧圆心及半径搜索算法;根据各截面的测量点拟合线、理论截面线以及搜索的圆弧圆心和半径,建立重构前后缘模型。最后,通过对比重构模型与理论模型的偏差以及数控加工试验证明该方法能够有效地减小锻造叶片叶身实际型面与前后缘在衔接处的"台阶"缺陷问题,为复合制造工艺背景下精锻叶片前后缘加工成型提供依据。     

后缘襟翼对直升机旋翼翼型动态失速特性的影响

 针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,并减缓动态失速发生;襟翼激励最优幅值在25°附近,最优激励范围在方位角为240°~360°之间;襟翼转轴后移导致襟翼运动时产生的凸起会使襟翼控制效果减弱;襟翼与桨叶的缝隙会影响翼型动态失速特性,但是缝隙的长度(弦长的2%以内)对襟翼控制效果的影响很小。     

基于主动后缘小翼控制的旋翼厚度噪声试验

基于声压相消原理,提出了一种基于主动后缘小翼控制的旋翼厚度噪声降噪方法。基于Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方法给出了后缘小翼主动控制条件下旋翼气动噪声的计算公式;进行了试验总体方案设计,在全消声室开展了噪声主动抑制的开环试验(扫频、扫相和扫幅),并与数值计算结果进行了对比,验证了计算方法及试验的有效性;分析了后缘小翼偏转参数(幅度、频率、初始相位)对旋翼厚度噪声降噪的影响规律;分析了观测距离对厚度噪声降噪的影响。试验结果表明:不同频率的偏转规律均有一个最优的初始控制相位,合适的偏转规律相位能有效降低桨盘平面内观测点的厚度噪声2～3 dB。     

柔性后缘可变形机翼气动特性分析

应用后缘主动变弯度技术的机翼能够改善飞行器的气动性能,其气动特性的研究对于未来可变形机翼的设计具有重要意义。以柔性后缘可连续变弯度二元机翼为研究对象,在Fluent计算平台上采用可压缩Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行气动力数值研究,从压力分布、流场结构和机翼变形方式等方面分析了可变形机翼的气动特性。数值计算结果表明,可变形机翼升力线斜率和最大升力系数与常规带简单襟翼的机翼基本一致,但失速攻角较小;在失速之前,可变形机翼具有较高的升力系数和升阻比,但同时产生较大的低头力矩。柔性后缘下偏到一定角度可以抑制后缘涡的前传,在失速后升力系数出现缓慢上升,增大了有效攻角的范围,具有较好的失速特性。