端壁抽吸对压气机叶栅间隙泄漏流控制策略的研究

为了研究压气机机匣端壁抽吸对间隙泄漏流动控制的可行性和有效性,以高负荷压气机叶栅为研究对象,通过数值模拟方法对不同抽吸位置和抽吸流量率控制参数下的计算工况进行了对比和分析。研究结果表明:端壁抽吸可以直接地影响叶尖泄漏流的结构形态和存在形式,减弱叶尖泄漏流的强度和影响范围,进而提升压气机叶栅的性能;当抽吸槽覆盖范围包含叶尖泄漏流形成位置及稍靠后附近区域时,所对应的抽吸方案具有较好的控制效果,在0°攻角和0.5%的抽吸流量条件下前槽抽吸和中槽抽吸分别可获得7.04%和7.76%的叶栅总压损失增益;并且进一步研究发现端壁抽吸流量率存在上临界值,应针对不同攻角工况,在其相应的临界值范围内选择合理的抽吸流量,以达到用较小的吸气量实现对间隙泄漏流的控制。     

气动谐振管加热振荡流动过程数值研究

为了了解气动谐振管加热现象的振荡流动过程，利用显式TVD－MacCormark格式数值求解二维轴对称雷诺平均N－S方程，获得了一个谐振循环中完整的喷嘴－谐振管系统的振荡流动湍流流场，结果表明，欠膨胀声速冲击喷流固有的流场不均匀性和不稳定性是谐振管加热现象产生的内在原因，激波耗散是谐振管主要的加热机理。     

非对称来流下隔离段动态压力特性

为了探讨非对称来流下矩形隔离段内动态压力特性,用直联实验方式以及动态压力测量技术进行了试验,并用统计分析方法分析了数据。实验结果表明,入口来流的非对称性对上下壁面压力脉动大小以及传播平均速度有较大影响,而对频率无多大影响。激波串区域内壁面压力脉动向下游传播比向上游传播衰减得快。在隔离段出口超声速条件下,观测到的压力脉动频率主要在70 Hz以下,而在出口亚声速条件时,压力脉动的频率不仅有70Hz以下的部分,而且还有100~200 Hz之间的部分。     

双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术

针对常规进气道试验方法存在流量测量精度低、综合试验能力差等诸多问题,及无法满足不同类型进气道在不同工况下开展性能试验的需要的状况,建立了一套应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统及流量高精度测量技术.系统采用文氏流量计测量方法,以提高进气道流量测量的精度;采用在流量计末端直接加装中压环形引射器抽吸进气道主气流的方法,以满足不同类型进气道在不同工况下对吸入流量的需求;通过设计两套独立的管道系统并分别进行流量的测量与控制,以满足双发进气道不同工况性能匹配和耦合试验的需求.通过风洞验证试验验证了流量计的测量效果和引射器的引射能力,通过风洞应用试验验证了试验系统对不同形式进气道的综合试验能力.试验结果表明,试验系统测量精度高,引射抽吸能力和综合试验能力强,能全面满足各类进气道风洞试验的需求.     

可调汽蚀文氏管试验研究

通过对两种可调汽蚀文氏管的试验研究,掌握了其流量调节性能和流量特性,获得了可调汽蚀文氏管的针锥具体位置与其流量的对应关系,解决了试验过程中遇到的滚珠丝杠自锁、电机调节精度和可重复性较差的问题。所得结果为可调汽蚀文氏管的实际应用奠定了基础。     

螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机稳态/过渡态数值模拟

为实现对涡桨推进系统整体推进性能的数学模型模拟,以螺旋桨/桨扇作为受飞行外流条件影响的推进系统内流部件之一,引入其特性图,用跟随流量方法解决螺旋桨-自由涡轮转子与涡桨发动机燃气发生器的流量平衡、功率平衡,发展了螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机内流特性部件法数学模型,实现了对该类涡桨系统稳态/过渡态的数值模拟。对某8MW三轴桨扇发动机的台架转速特性和飞行任务剖面特性的数值模拟结果表明:该数学模型可以较为准确模拟出包含桨叶变动桨距角、攻角等在内的外流螺旋桨/桨扇部件工作点详细参数,和高度、速度、涡轮前温度同时变化的多条件、多变量涡桨发动机的稳态/过渡态推力、推力耗油率等特性.      

涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。     

雷达管制条件下终端区航空器排序策略分析

随着飞行流量的不断增长、计算机技术的高速发展、雷达管制的实施,如何对终端区内进场航空器实施合理的排序对于解决航班延误、增加机场流量、提高跑道使用率愈发显得重要。业内对于进场航     

基于真实密度比的单/三排扇形孔气膜冷却性能及流阻特性

在真实密度比条件下对单排和三排的扇形气膜孔的传热和流阻特性进行了实验研究。采用压敏漆（PSP）技术对单/三排定出口宽度的扇形孔进行风洞实验,研究了在真实密度比条件下不同孔形参数的扇形气膜孔的传热和流阻特性的差异,得到了不同孔形参数的扇形孔出现冷气射流吹离热侧壁面的大致临界吹风比以及实现展向平均气膜冷却效率最高的孔型结构参数。实验结果表明:在所研究的孔形参数范围内,扇形孔在吹风比小于1.5时没有出现冷气射流吹离壁面的现象,且倾斜角为20°、扩散角为15°的扇形孔的气膜冷却性能最好;而当吹风比为2.0时则出现了不同程度的吹离热侧壁面的现象,且倾斜角为25°、扩散角为10°的扇形孔的气膜冷却效率最大。此外,倾斜角为25°、扩散角为13°和倾斜角为30°、扩散角为10°的扇形孔流量系数最高。      

一种基于横向压力控制的前体流动特性分析

为了探究前体构型对进气道气动特性的影响,在相同的压缩角度及几何长度下,设计了升力体前体和类乘波体前体两种构型方案。就不同构型对前体/进气道气动特性的影响开展了三维数值模拟研究,并与进气道二维流动进行了对比分析。结果显示,相比于进气道二维流动,三维升力体和类乘波体前体构型在设计状态和不同来流攻角下均存在一定的横向压力梯度,导致进气道流量捕获能力降低,与二维流动差异较大,前者流量系数下降20.3%,后者下降9.0%。相比较而言,类乘波体前体在流量捕获能力及升阻比等方面性能更优。增大类乘波体前体宽度比和前缘角度,可以减小前体横向压力梯度,提高前体/进气道的流量捕获能力,前者提高了升阻比,而后者则降低了升阻比。