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。     

基于充气前缘技术的旋翼翼型动态失速抑制

动态失速的发生会在直升机旋翼桨叶和桨毂上产生高的交变扭转振动载荷,并限制直升机高速重载状态下的使用包线。本文利用计算流体力学(CFD)方法对基于充气前缘(ILE)技术的SC1095旋翼翼型动态失速抑制进行研究,分析了ILE抑制动态失速的控制机理,获得了ILE结构布置和充放气方式对动态失速的影响规律。研究表明:ILE可以有效抑制动态失速的发生;ILE最大膨胀程度越大,其抑制动态失速的效果越好,但膨胀程度过大后抑制效果开始减弱;ILE在翼型上仰至最大迎角时恰好达到最大膨胀状态,其对动态失速的抑制效果最好;ILE保持最大膨胀状态的时间长短对抑制效果影响不大;在翼型上仰至不同迎角时开始对ILE充气会对动态失速抑制有较大影响;ILE整流段与翼型连接位置对动态失速抑制有很大影响,整流段越长,抑制效果越好。     

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。     

周向畸变进气下压气机动态失速特性研究

为研究周向畸变进气下压气机动态失速特性,在一大尺寸低转速压气机试验台上进行了均匀进气和180°周向畸变进气下压气机动态失速实验。采用时域观察、频域快速傅里叶变换以及时频域的同步压缩小波变换、基于同步压缩小波变换的空间模态分析和小波相干性分析等方法对动态失速信号进行分析。结果发现,畸变进气下,压气机旋转失速发生前出现0.225倍转子转动频率的一阶模态扰动,该扰动在相对畸变网不同位置区域周向传播速度不一致。宽带非定常扰动在畸变区尾缘附近最强,在畸变区前缘附近最弱,并存在周向尺度转化现象。转子转动频率扰动周向也出现强度变化,最大值出现在非畸变区中心附近的测点。周向畸变条件下集总系统模型对比实验结果的分析表明:实验和模型结果符合较好,旋转失速前非定常扰动周向强度和尺度变化主要受流量系数变化的影响,而一阶模态扰动周向传播速度不均匀现象是畸变进气下压气机系统特性作用的结果。     

离心压气机近失速工况叶尖流场特征及泄漏涡面涡模型

为研究航空微型涡轮发动机离心压气机的失速机理,采用数值模拟的方法,对压气机在设计点和近失速点的流场特征进行了研究,并对叶尖泄漏涡进行了建模。结果表明:在近失速工况下,更多的来自轮毂处的低能流和二次流会汇入叶轮通道近壁面的低速区,使得叶尖的堵塞加重,泄漏涡轨迹的偏转及其卷吸作用可能是造成这种现象的原因。通过在压气机机匣外侧引入虚拟镜像涡的方法,应用机翼涡对的不稳定性理论和面涡模型对泄漏涡建立了模型。应用该模型对本文研究的离心压气机以及三个国内外具有典型代表性的压气机进行了预测,表明模型得到的频率同计算和实验结果具有较好的吻合性,对德国宇航院压气机的预测频率与其实际频率的误差仅为2.8%。总体而言,当间隙高度较大时,模型的预测更为准确。     

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。     

翼型动态失速气动力二次峰值数值模拟研究

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。     

摆线桨非定常动态失速的三维效应

对摆线桨三维全尺寸模型进行了非定常数值模拟。验证了两种嵌套网格方法的可靠性与适用性,针对二维/三维情况下摆线桨非定常涡流动特性及诱导分离特性开展了数值分析,重点研究了展向气动力随方位角的分布与全局流场的诱导速度分布,并分析了尾迹捕捉精度与涡量耗散特征。结果表明:受摆线桨切向速度、展向诱导速度等三维效应影响,两种计算结果的瞬态气动力极值差值达到44%。三维动态失速涡的产生、脱落与再附明显弱于二维翼型情况,这对于摆线桨非定常气动特性有较大影响。      

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。