航空重油发动机燃油供给系统动力学模型分析

针对航空重油发动机燃油供给系统,建立了包括一维管路流动模型、液力模型、机械模型以及电磁模型在内的完整系统数学模型.该系统模型仿真了在系统机械部件高速运动作用下,燃油供给系统内以波的扰动形式传播的非定常流动,计算得到了系统内的压力波动特性,并最终预测了系统喷油规律.经试验验证,仿真结果与试验数据吻合,该模型具有较好的准确性和较好的应用前景.      

不同叶尖间隙下的涡轮转子出口 三维流场测量

采用圆锥四孔高频压力探针测量了某涡轮不同叶尖间隙下转子出口的三维时均流场.结果表明转子出口参数均呈现明显的周期特性.叶尖间隙对转子出口流动品质有较大影响;间隙大时,泄漏流显著,对应的机匣二次流动较弱;间隙小时,机匣附近的二次流动较强.泄漏流区域的速度低,对应的相对总压小,损失大;泄漏流导致气流亏转,对应的静压高,膨胀程度小于主流,增大间隙,膨胀比变小,涡轮做功能力下降.      

机身减速板流动特性研究（英文）

现役高机动战斗机普遍采用机身减速板来减小飞行速度和转弯半径并提高机动能力。采用物面测压及空间流场测量相结合的实验方法,在机身减速板开度60°,机身迎角0°～70°条件下,研究了机身减速板铰链力矩随迎角的变化规律,分析了减速板迎风侧和背风侧的流动结构。研究结果表明：减速板铰链力矩按迎角可分为3个区域：常值区（α=0°～16°）,减速板铰链力矩基本不变,因为减速板迎风侧正压力逐渐减小,而背风侧负压力逐渐增加,两种相反的变化趋势相互抵消。非线性增长区（α=16°～32°）,减速板铰链力矩显著增加,因为减速板铰链力矩主要贡献区为背风侧,该迎角区内减速板背风侧存在一对不断增强的旋涡,背风侧负压力显著增加。在非线性衰减区（α=32°～70°）,减速板铰链力矩在迎角32°～36°范围内急剧减小,因为在迎角36°减速板背风侧旋涡流动变为速度较低的再附流动;减速板铰链力矩在迎角36°～44°范围内逐渐增加,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断增强,导致减速板迎风侧正压力显著增加;减速板铰链力矩在迎角44°～70°范围内逐渐减小,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断减弱直至破裂,导致减速板迎风侧正压力逐渐减小。     

短舱涡流发生器流动控制机理初探

首先回顾了短舱涡流发生器在民机研制中的应用及发展历程,然后结合民用飞机研发实践,借助于CFD工具初步计算并着重分析了短舱涡流发生器的流动控制机理。结果分析表明合理设计的短舱涡流发生器能够产生能量较强的集中涡,在分离敏感的短舱后翼面区域产生下洗流场并为边界层注入能量,降低短舱后气流的当地有效迎角,延缓由于"挂架涡"提前破裂而导致的大面积分离,从而能够改善失速区形态。     

旋涡发生器对叶片根部马蹄涡的影响

针对简化了的叶片-平板结构,在叶片上游平板上的某位置布置旋涡发生器影响马蹄涡.数值模拟了不同高度旋涡发生器作用下的角区湍流流动.结果表明:任何一种旋涡发生器都能不同程度地削弱马蹄涡系,高度为2mm的旋涡发生器能使这种削弱作用达到最大;另外,随着高度的增加,叶片两侧的涡腿有向叶片聚拢的趋势.提出的方法无需额外消耗能量,为一种被动的控制手段,有很大的实际应用前景.布置旋涡发生器的控制方法简单实用,工程中采用该法是不错的一种选择.      

翼/短舱/吊架气动特性及其动力影响数值研究

应用计算流体动力学(CFD)数值模拟方法对DLR-F6模型分别在通流及动力条件下翼/短舱/吊架(W-N-P)组合体部分的气动干扰特性进行研究.结果表明:组合体相互干扰引起的干扰通道附增激波及短舱后部逆压导致的涡流增加了短舱外罩阻力,降低了机翼升力;动力条件较通流条件,F6短舱外罩阻力降低,机翼升阻力特性在零度攻角时有所提高.      

横向气流中液体圆柱射流的破碎特性和表面波现象

采用高速摄像仪对横向气流场中的圆形液体射流的圆柱破碎过程(低Weber数)进行了实验研究.实验采用直射式喷嘴,喷孔直径为0.3mm和0.5mm,喷嘴长径比均为40.实验工质采用水.Weber数为1.7~7,液/气动量通量比为3.4~83.实验观察了表面波现象及射流破碎形成的液滴的尺寸及其速度.观测发现,表面波波长随着气流Weber数的对数的增加而线性减小.破碎后形成的液滴直径 d_p/d₀与Weber数的对数成正比.液滴的初始x方向速度与y方向速度大小与液滴直径无关.在实验范围内,液滴y方向速度均不随Weber数和液/气动量通量比的变化,约为初始射流速度的0.94倍;而液滴x方向速度约为0.085倍的气流速度.对表面波和破碎后形成的液滴尺寸及速度的研究有助于构建更精确的初始雾化模型.      

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果.结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区.在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能.主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围.但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能.     

二维Woods-Burnett方程的稳定性分析

Woods-Burnett方程是Boltzmann方程的二阶近似,是Burnett方程的一种修正,能够描述轻微偏离热力学平衡时的稀薄气体流动.但是Woods-Burnett方程在小扰动下不稳定,这是限制Woods-Burnett方程广泛应用的一个重要原因.本文在一维稳定性分析的基础上,通过线性小扰动理论,首次得到了二维Woods-Burnett方程的稳定性特征方程,并把稳定性方程的解表示在复平面上,得到了二维稳定性特征曲线.通过扰动增长系数和扰动波数的关系,得到二维Woods-Burnett方程的临界努森数为0.130,而一维Woods-Burnett方程的临界努森数为0.184.说明在二维情况下Woods- Burnett方程更加不稳定.     

工程约束下基于自由曲面方法的机头气动修形设计

二次曲线由于其良好的几何特征,在传统的飞机建模过程中得到较多的应用,但是单一的控制参数使其外形变化受到限制,而灵活的外形变化恰是NURBS曲线的主要特点。根据飞机设计过程中总体布局要求及人机工效约束条件,采用NURBS曲线曲面方法,使用控制点位置的相对长度与角度为设计参数,在飞机机头参数化建模过程中融入相关的工程约束,通过CFD计算分析,对设计参数进行优化,得到符合要求的模型;并尝试在风挡区域增加一条横向控制线,调节风挡局部区域的气流流动。结果表明,采用NURBS方法可以得到符合设计要求的机头外形,而且对外形的控制更加灵活;增加风挡区域的横向控制线改善了风挡局部区域的气流流动。