槽缝射流对高负荷涡轮非轴对称端壁冷却性能的影响研究

基于端壁静压分布造型方法,本文针对带有槽缝射流的高负荷涡轮,分别研究了全局及局部造型下端壁冷却性能的变化规律,揭示了不同入射角及槽缝结构对非轴对称造型端壁冷却性能的影响机理。研究表明：非轴对称端壁造型可以显著改变静叶端区气冷特性。造型端壁可通过抑制二次流强度,降低叶栅总压损失系数达0.364%;相比常规端壁,造型端壁冷气有效覆盖面积最大增大13.57%,但横向平均气膜有效度降低;造型端壁可以改善大倾角槽缝射流的冷却效果;使用相切圆弧的槽缝入射段结构后,造型端壁较平端壁有效冷却面积增大了11.51%。     

进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验

为分析新设计的进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性的影响,对试验设备、测试方案、进气流场的稳定性评 估方法和试验方案进行设计研究。通过开展气源供气温度、供气流量和发动机状态多因素匹配工况下涡扇发动机与进气加温模 拟装置的联合试验,确定发动机进口气流稳定性指标的最高值。对不同试验工况数据进行计算分析,结果表明：进气加温模拟的 稳压进气道对发动机进口压力场影响较小,发动机状态稳定时进口温度场只有1个高温区,T 1 升高以及发动机状态提高,温度场及 压力场不稳定性增大,多工况下发动机温场周向不均匀度最大为0.6907%,压力场周向畸变指数最大为0.0187%。进气加温模拟 装置条件下,发动机压力场和温度场稳定性情况满足发动机试验要求,可为后续开展发动机进气加温试验提供参考。     

定/变热线过热比跨超声速流场湍流度测量

开展了基于定、变热线过热比方法测量跨超声速流场湍流度的比较研究,以满足高速飞行器与发动机的跨超声速风洞高精度实验需求。在1.2 m暂冲式跨超声速风洞上,采用定过热比、变二过热比和变八过热比等三种热线测量方法,完成了马赫数为0.30~4.25的跨超声速流场湍流度测量研究。测量结果表明：变八过热比测量精度最高,实测湍流度的蒙特卡洛模拟不确定度为0.001%~0.033%;定过热比方法与变二过热比方法可实现更快速的测量,在马赫数为0.40~2.00范围内与变八过热比测量湍流度均值偏差约9%~18%。研究结果对跨超声速流场湍流度校测、飞行器实验鉴定和数值计算具有实际助益。     

U型脉冲爆震燃烧室的点火起爆工作特性试验研究

为了缩短脉冲爆震燃烧室轴向长度,开展了气液两相U型脉冲爆震燃烧室（U-PDC）点火起爆特性试验研究。试验时采用火花塞点火和热射流点火,且点火能量可调。研究结果表明,两种点火方式均可实现U-PDC工作频率10~30Hz稳定工作,且DDT时间随工作频率提高而缩短,在5~11ms之间。此外,实现U-PDC稳定工作时,热射流所需的点火能量为0.05J较火花塞点火能量1J更低,并且热射流点火DDT距离更短,约718mm,起爆位置距来流入口的轴向距离约280mm,缩短了起爆所需的轴向长度,有利于工程应用。但是,进一步提高热射流点火能量,其DDT距离无明显变化。     

涡轮叶片内部微小V肋-凹陷涡复合冷却流动与传热数值模拟

为强化航空发动机涡轮叶片内冷通道传热性能,针对带有微小V肋-凹陷涡高效复合冷却结构矩形通道,采用Abe Kondoh Nagano （AKN） k-ε湍流模型数值模拟研究了肋高与凹陷深度组合对流动传热特性的影响机理。结果表明,当凹陷深度一定,复合结构的强化换热效果随肋高增加而增加,3mm肋高复合结构的传热相比纯凹陷提高了87.1%;当肋高一定,传热随凹陷深度增加先增强后基本保持不变,6mm深凹陷复合结构相比纯V肋提高了52.8%。通过在凹陷上游布置V肋,增强了越过V肋冲入凹陷内流体的湍动能,从而使凹陷前部回流区减小;同时来自微小V肋的涡流与凹陷内部的涡流相互作用,增强了整个流场的动量和热量输运,使通道换热均匀,并相较纯凹陷或纯V肋结构均有显著提升。     

弹射动力系统燃气发生器流热固耦合数值研究

为了判断弹射动力系统燃气发生器工作的安全性,需要预示工作过程中燃气发生器壳体的力学响应。基于软件CFX和ANSYS,建立了燃气发生器复合结构流热固耦合仿真模型。对燃气发生器内流场和结构温度场进行流热耦合计算,并将壳体温度场计算结果与试验数据进行对比,再将算得的燃气压强分布与结构温度场分布导入ANSYS以计算结构的力学响应。计算结果表明,燃气发生器工作过程中,直筒段最高温度点位于直筒段与后封头连接的绝热层缝隙处,后封头最高温度点位于后封头与喉衬配合部位的上游端。结构最高温度值仅354K,说明热防护良好;直筒段和后封头壳体主体区域应力安全系数>3,满足设计要求,而在法兰附近圆角过渡处外壁存在应力集中,最大应力处安全系数降为1.13,燃气发生器壳体仍处于安全状态,但存在安全裕度显著降低的风险。     

不同温度下树脂基复合材料层合板力学性能试验

通过试验的方法研究了双马来酰亚胺树脂浇注体及碳纤维增强树脂基复合材料单向层合板在不同温度下的静态力学性能,并讨论了温度对材料力学行为的影响,最后对材料断口形貌进行了分析.试验结果表明:纯树脂浇注体拉伸、压缩性能受温度影响比较明显,且拉、压性能不同.对于拉伸性能,相对室温均值(20℃),160℃环境下模量均值及强度均值降幅分别为31.73%,44.71%,200℃时又分别下降了21.15%,20.37%;对于压缩性能,相对室温均值,160℃下模量及强度均值分别下降了26.67%,44.40%,而200℃时继续下降了6.66%,12.40%.层合板的纵向拉伸性能受温度影响较小,在200℃内,纵向模量与强度最大变幅分别为2.82%和2.53%,且材料断口从室温下的"毛刷"状变为了沿轴向劈断.材料的横向及面内剪切性能受温度影响较大,且应力-应变曲线存在明显非线性,但横向试件断口平整、面内剪切试件无明显紧缩现象,即均表现为脆性断裂特征.另外,相对室温均值,在160℃时,横向及面内切变模量分别下降约32.96%,41.25%,强度分别下降约15.83%,30.96%;在200℃时,横向及面内剪切性能继续下降,模量降幅为16.83%,22.52%,强度降幅12.24%,11.01%.      

超声速叶型中弧线优化设计

以高负荷单级风扇为研究对象,采用全三维数值模拟流场分析和叶型中弧线离散点弯角控制相结合的气动优化方法,研究超声速叶型中弧线优化机理和设计原则,以提高高负荷风扇转子的设计技术,并用商用气动计算软件对优化结果进行评估。计算结果显示,优化后设计点效率提高1.1%,设计点流量提高1.01kg/s,设计转速喘振裕度提高1.85%,中低转速性能基本不变。研究表明:叶型面积比、叶片表面静压分布和激波结构对叶型性能影响显著,通过控制中弧线局部区域的弯角,能够实现三者的合理分布,提高风扇转子性能。     

亚声速横向气流中液体射流破碎过程的直接模拟

为研究亚声速横向气流中液体射流柱的变形、弯曲以及其破碎过程,利用LES结合VOF的方法,对射流破碎过程进行了直接模拟。通过计算观察得到射流柱进入到横流气体中后由于RayleighTaylor(RT)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性的共同作用迅速发生变形,并形成表面波,同时伴随着细小液滴的脱落,气流在射流柱后方形成涡状结构。在射流柱的迎风面上同时存在两种表面波,即RT表面波和KH表面波。模拟所得液柱纵向初始表面波波长为0.22mm,与K-H表面波波长理论公式计算所得相接近。通过对比射流柱的背风面和迎风面两侧,发现在横向来流中背风面上的大量细小液滴主要是由横向来流对液柱的不稳定性扰动造成迎风面上的液体向背风面方向挤压并剪切,最终脱落造成。     

一类导弹控制系统的模态解耦

本文研究非旋转式导弹控制系统的模态解耦能力。证明了具有俯仰、偏航和滚动三个控制通道的控制系统可以实现俯仰、偏航两种运动模态对滚动运动模态的完全解耦。给出了模态解耦控制系统的设计方法。对一种导弹控制系统进行了验证性设计,做了数字仿真。