直缝式等离子体合成射流激励器特性的实验研究

为了研究一种新型的直缝式等离子体合成射流激励器,采用高速纹影技术和电参数测量的方法,对激励器的瞬态流场特性和放电特性进行了研究。实验结果表明:在相同出口面积的情况下,直缝式等离子体合成射流激励器的初始射流速度是直孔式激励器的1.4倍。直缝式激励器速度衰减更快,喷气时间更短,和外部气流的动量交换更加迅速。实验中首次对直缝激励器的三维流场进行描述及分析,发现其前驱激波及射流形态具有更好的平面度,存在较大的均匀区。直缝式等离子体合成射流激励器在提高工作频率、扩大流动控制区间等方面具有一定优势。     

氢气/氧气/稀释气混合气高温高压下层流燃烧速度的测量

利用定容燃烧弹和高速纹影摄像系统,研究了高温高压条件下,不同稀释气和稀释系数对氢气/氧气/稀释气混合气层流燃烧速度的影响,获得了当量比为0.6~4.0,初始压力为0.1~0.5MPa,稀释系数为4~8的氢气/氧气/稀释气混合气的层流燃烧速度,并对其进行了数值模拟。实验和模拟均发现,在当量比小于1.0和大于3.0的范围内,层流燃烧速度均随初始压力升高而降低。而在当量比为1.0~3.0范围内,层流燃烧速度随初始压力升高呈现非单调变化的规律。通过敏感性分析发现三体反应（R15）在氮气作为稀释气的时候是抑制反应,而在氩气和氦气作为稀释气时是促进反应,主要是由于各稀释气热物性不同引起的。在当量比为1.0~3.0范围内,层流燃烧速度随初始压力升高呈现的非单调变化主要是链分支反应R1和链终止反应R15相互竞争的结果。      

基于李亚普诺夫稳定性理论的压气机失速主动控制方法

针对压气机主动稳定控制方法中模态控制需要大量传感器及高频执行装置的不足,以喷气装置作为失速控制的执行机构,基于李亚普诺夫稳定性理论,利用回溯法设计了采用周向同步喷气的压气机预失速和过失速阶段的失速控制算法。理论分析和仿真结果表明,采用该方法,在预失速阶段,经过约1.1s持续喷气后,扰动的各阶模态的幅值均趋于0,各阶模态的相位均趋于恒定;在过失速阶段,持续约0.1s的喷气控制后,扰动的各阶模态被完全抑制,其各阶幅值趋于0,各阶模态相位趋于恒定;实现了对预失速和过失速的有效控制。由于以平均流量作为反馈输入,该方法只需安装少量传感器,且喷气装置的作动频率不高于50Hz,远低于模态控制方法。此外,采用同步喷气,也降低了执行机构的复杂性。     

离心压气机失速模式及自循环机匣处理的作用机制

通过对离心压气机不同转速下实壁机匣和处理机匣两种状态流场的数值模拟,研究了失速模式随转速的变化及不同失速模式下机匣处理作用机制的转变.结果表明:随转速的降低,失速模式由100%设计转速时的扩压器失速逐步向导风轮失速过渡,导风轮失速也经历了由80%设计转速时的端壁失速和叶片前缘失速向50%设计转速的通道大范围完全失速的发展过程.自循环机匣处理对离心压气机失速裕度和效率的影响都与失速模式紧密相关,其扩稳作用仅对80%设计转速时的叶片前缘失速有效.在80%左右设计转速,机匣处理使主流效率有朝大流量工况点变化的趋势,从而使效率降低.当转速低至50%设计转速时,主流通道形成大范围回流区,机匣处理的二次回流可以减少叶轮对通道回流区气流的做功量,从而提高效率.      

商用飞机成本指数方法及其案例研究

成本指数功能是现代商用飞机设计中不可或缺的功能之一,是航空公司实际运营过程中节约成本的有效手段。描述了商用飞机成本指数和经济飞行速度的定义与计算方法,并选取了典型支线飞机作为案例,验证了该计算方法的正确性和实用性。可用于航空公司实际飞机运营和飞机制造商经济飞行速度功能的开发。     

单转子轴流压气机涡动力学失稳机理研究

为了研究单转子轴流压气机的涡动力学失稳机理,采用基于Shear Stress Transport(SST)湍流模型的尺度自适应雷诺平均/大涡(RANS/LES)混合模拟的方法对低速单转子轴流压气机进行了非定常数值模拟。研究结果表明:在设计转速3kr/min条件下,叶顶泄漏涡、二次泄漏涡以及诱导涡破碎引起的叶顶区域的堵塞是触发单转子轴流压气机内部流动失稳的主要因素。压气机由近堵塞工况点向小流量工况点逼近的过程中,叶顶泄漏涡轨迹与轴向的夹角由70°增加到76°,二次泄漏涡起始点位置前移加速叶顶泄漏涡向转子前缘移动。近失速工况点叶顶泄漏涡的轴向动量与主流的轴向动量之间存在一种平衡,叶顶泄漏涡稳定在转子前缘。压气机进一步节流主流的轴向动量减小,对叶顶泄漏涡轴向动量的抑制能力减弱,叶顶泄漏涡的位置不再稳定,诱发尖脉冲型失速先兆。     

端区流动对跨声速压气机失速影响的数值研究

为了揭示近失速工况下动叶间隙和静叶角区的复杂流动结构,探索诱发压气机失速的主要因素,对高负荷跨声速压气机开展数值研究,获得了整级压气机和单转子的特性曲线,进而对压气机的流场进行了详细分析。结果表明:对于研究对象,失速最先起始于静叶上角区。上角区完成由开式分离到闭式分离的转变过程,可以认为是静叶发生失速的标志。在近失速工况下,动叶叶尖泄漏涡发生"泡式破裂"堵塞流道,泄漏涡破裂引起的堵塞作用一直从叶顶延伸至70%叶高左右。     

基于IDDES方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟

应用基于k-ωSST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究.通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析.同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象.     

飞机起飞前为什么要先除冰?

2008年的新年伊始,全国人民迎来了首份大考卷。大半个中国的冰雪天气造成了铁路、公路、空中运输的中断,20多个民航机场关闭。由于不具备除雪设备,不仅机场跑道上的几十厘米厚的积雪无法铲除,飞机上的积雪更是一个难题,因此造成飞机无法出航。本文借此机会向读者介绍一些相关知识。     

“三叉戟”直升飞艇

传统的飞艇体态过于肥胖,不管怎样改造都克服不了对速度的致命影响。所以,飞艇与固定翼飞机的结合似乎不太可能。除了肥胖影响速度外,由高速产生的巨大气动力对飞艇骨架结构强度的影响也非常可观。所以我认为,飞艇的气囊装在固定翼飞机上不是个好办法。但是直升机就大有机会了!因此,我的设计思路是:用直升机的