内燃波转子发动机循环分析

为研究内燃波转子发动机性能变化规律,建立内燃波转子发动机的气动热力循环分析模型,开展了内燃波转子对燃气轮机总体性能的影响研究,并进行影响内燃波转子发动机总体性能的参数分析,且针对现役涡轴发动机,结合波转子技术,给出5种组合方式。结果表明内燃波转子能够显著地提高燃气轮机的总体性能,循环功最大提高39%,耗油率最大降低28%。提高涡轮进口温度可以提高内燃波转子发动机的总体性能;存在使循环功达到最大值的最佳压气机压比,且涡轮进口温度越高,最佳压气机压比越大。在基准燃气轮机与内燃波转子的组合方式中,保证压气机部件以及涡轮进口温度不变,能最大限度地提高燃机轮机的性能。     

两级入轨运载器RBCC动力系统内流道设计与性能计算

针对以火箭基组合循环(RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨(TSTO)运载器第一级动力系统的方案,建立了进气道-燃烧室-尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型,初步设计了RBCC发动机一体化内流道。RBCC发动机使用变结构进气道,采用支板/凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管;应用经过校验的性能分析模型进行RBCC燃烧室性能快速计算;对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性;完成了RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算;分析评估了飞行弹道条件下RBCC推进系统的性能。计算结果表明:飞行器起飞质量280t时,可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。     

涡扇发动机轴对称引射收敛喷管红外辐射特性

数值研究了涡扇发动机轴对称引射收敛喷管的红外辐射特性.排气系统的流场计算采用商用数值模拟软件,红外辐射特性计算采用自主开发的软件NUAA-IR,计算分析了轴对称收敛喷管和引射收敛喷管在3~5μm波段红外辐射特性以及喷管内不同固体壁面在探测方向上的红外辐射贡献.结果表明:引射收敛喷管的红外抑制作用主要在于引射加强了尾喷流与环境大气的掺混,减小了尾喷流的长度,降低了燃气流的红外辐射;引射收敛喷管对喷管内固体壁面的遮挡以及降温作用很小,只在方位角为20°方向上对内涵壁面、外涵内壁等中低温壁面有效;引射收敛喷管的总积分辐射强度在方位角为0°~15°范围内与收敛喷管几乎相等,在其他方位角范围内均小于收敛喷管,且在方位角为40°方向上降低幅度达到最大,约为34%.      

模块化飞机结构优化设计的等效多工况法

随着航空科技的发展,追求飞机任务的多样化和低生命周期成本成为一大趋势,其中模块化飞机设计对于未来飞机设计的多用途以及经济性具有实际意义。针对模块化飞机结构优化设计的特点,提出了等效多工况(EMCO)法,将模块化结构优化问题分解为通用模块的多工况优化问题和各专用模块的独立优化问题。通用模块等效为承受多工况载荷的结构,并按多工况优化方法进行优化设计,使通用模块质量最轻。各型号的专用模块在此基础上分别进行独立的优化设计。通用模块和专用模块交替优化,直至目标函数值收敛。最后,分别通过模块化桁架结构和机翼结构优化实例展示了该方法的运用效果,并与单独优化结果和加权单目标优化结果进行了对比。结果表明该方法降低了计算规模,收敛效果较好。     

某3级风扇试验流场诊断及性能优化

压气机试验是检验压气机设计是否达标的重要过程,并可在原设计基础上进行优化来发掘设计的潜能。利用级间总压和壁面静压在某3级风扇第1阶段试验对级间流场进行了详细测量和级性能诊断,提出了静叶角度优化方案;通过第2阶段试验,得出了角度优化后使设计转速喘振裕度提高了7.5个百分点,达到了设计指标的结论。流场诊断技术在压气机试验中起到了关键作用。结果表明:壁面静压结合级间径向总压测量方法基本能够满足在压气机试验中性能优化的需要。     

飞机装配自动制孔刀具技术研究

碳纤维复合材料与金属材料构成的性能差异的叠层构件在飞机机翼和尾舵中应用广泛,叠层构件装配过程中需要大量的铆接或螺接孔。在这些航空产品装配制孔中,最佳的工艺是在碳纤维复合材料和金属材料叠层构件上同时加工出所需要的铆接或螺接孔,这是确保叠层材料构件产品连接强度、刚度和安全性的主要手段。然而由于碳纤维复合材料层间结构特点和2种材料性能的巨大差异,制孔质量难以保证并且刀具磨损剧烈。特别是随着飞机自动制孔技术的发展,其关键技术之一就是要求在装配过程中采用一道工序同时高效加工碳纤维复合材料和钛合金以及铝合金等完全不同性质的材料。     

直升机起飞性能试飞方法研究

当直升机可用功率不足以维持地效外悬停时,直升机可以利用地面效应增速至一定前飞速度完成起飞。研究了地面效应和前飞速度对直升机剩余功率的影响,阐述了利用剩余功率进行有地效起飞的原理。介绍了3种有地效起飞方式,并使用水平加速—定速爬升法进行了起飞性能飞行试验,得到了水平越障距离随爬升速度的变化曲线,对飞行试验结果进行了分析,得到了有益的结论。     

结冰对民用飞机飞行性能的影响分析

在获取民用飞机适航合格审定证明前,必须通过飞行试验,并在试验中演示验证民用飞机能在CCAR25部附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行。基于此背景,计算并得到某型机两种构型在45min待机冰型下的飞行性能,与无冰状态下对应构型的飞行性能进行对比分析。结果表明,结冰对飞机的飞行性能具有较大的影响。     

内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响

为了探寻内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响,对二元高超声速进气道折角型和曲线型两种内压缩段的自起动过程进行准定常数值仿真研究.对比了这两种构型进气道在不同唇罩起始压缩角下的自起动性能和自起动过程中分离区的变化规律,并分析了内通道压缩强度沿程分布对进气道自起动性能的影响.研究表明:①即使进气道内收缩段的内收缩比相同,不同的内压缩段构型和唇罩起始压缩角对高超声速进气道的自起动性能影响显著,曲线型内压缩段构型的自起动性能明显优于折角型;②内压缩段的总压缩强度及其沿流向分布都是影响高超声速进气道自起动性能的关键因素,并且压缩强度沿流向分布决定着进气道在自起动过程中处于临界状态下主分离包所停留的位置.      

激励参数对合成射流控制压气机流动分离的影响

对吸力面施加合成射流激励的高负荷压气机静叶栅展开数值模拟,系统地研究不同激励参数对单缝合成射流改善叶栅气动性能的影响,并探索分段式合成射流控制流动分离的有效性。研究结果表明,单缝合成射流对栅内流动的作用效果主要取决于两个因素:射流切向动量注入带来的气动性能改善与射流输运过程的附加流动损失。单缝合成射流具有较为宽广的有效频率范围,当激励频率等于主流流过叶型的频率且射流满足有效激励动量要求时,对叶栅气动性能的改善效果最佳,总压损失降低约14.26%。分段式合成射流能够较好地适应不同叶高处分离起始点沿轴向变化对最佳流动控制位置的要求,在不增加有效射流面积的前提下可较单缝射流更为有效地控制流动分离,此时的损失降低幅度高达15.84%,从另外一个角度证实了激励位置对于非定常激励的重要性。