跨声速压气机叶尖开槽射流扩稳策略探究

为了提高跨声速轴流压气机的稳定工作范围,提出一种叶尖开槽射流的扩稳策略,设计7种开槽方案,并通过数值模拟分析其效果及扩稳机理。计算结果表明,针对叶尖通道堵塞设计的开槽射流方案取得了较好的效果,压气机稳定工作裕度实现了2.33%~4.53%的提高,但峰值效率降低0.26%~1.24%;在合理的范围内,槽道的宽度越宽、深度越深、出口位置在近失速工况的分离点前和出口射流角度25°左右时扩稳效果最好,但性能损失与扩稳效果负相关;开槽射流实现扩稳的原因是:槽道入口对压力面前缘低速流团的抽吸作用、出口射流对吸力面尾缘分离的吹除作用以及减小叶尖间隙内的泄漏。     

跨声速压气机低雷诺数下流动失稳机制研究

数值模拟了低雷诺数下跨声速压气机设计转速下内部流场特性.结果表明:在压气机流场内部存在从叶根向叶顶运动的附面层径向涡流,它由叶根附面层转捩区内的分离气流引发,从叶根向叶顶发展,并在叶顶聚集.随着雷诺数下降,该附面层径向涡的作用范围不断增大,在叶顶形成大面积分离区,在激波和间隙泄漏流诱发的阻塞尚未充分发展起来之前,该分离区产生的通道阻塞起主导作用,成为低雷诺数条件下影响压气机流动失稳的关键因素.      

滚动轴承支承的柔性转子内阻尼失稳振动

针对在材料迟滞阻尼和结构内阻尼的共同作用下,转子容易发生内阻尼失稳振动的情况,建立了柔性转子内阻尼失稳动力学模型。该模型考虑了滚动轴承的接触和间隙非线性、轴承处内阻尼和外阻尼的影响,通过滚动轴承的运动学和载荷分析,得到考虑游隙的滚动轴承接触恢复力表达式。利用数值积分方法对柔性转子内阻尼失稳振动特性进行了研究,并在单盘转子实验器上,开展了轴承游隙对失稳门槛转速影响的验证实验。研究结果表明:轮盘处外阻尼系数与内阻尼系数之比,对失稳门槛转速的影响较轴承处的影响较大,失稳门槛转速随着系数比的增加而显著提高;轴承处外阻尼系数与内阻尼系数之比,对失稳门槛转速的影响较小,失稳门槛转速对此系数比不敏感;系统失稳门槛转速随着轴承游隙增加而明显降低,在系统失稳之后的同一转速下,极限环半径随着轴承游隙的增加而变大。研究结果对在滚动轴承支承的柔性转子系统设计、装配与试验中避免内阻尼失稳振动,具有一定的指导意义和参考价值。     

某型直升机尾上舱结构失稳故障修复研究

从某型直升机尾上舱结构失稳故障入手,分析了产生故障的原因,制定了修复方案,进行了修复验证,成功排除了故障,并提出使用、维护建议以确保直升机的使用安全.     

小展弦比飞翼标模跨声速横向失稳运动

适应于高速巡航、隐身、机动飞行的小展弦比飞翼布局采用了大后掠三角翼外形,在跨声速时会面临与三角翼类似的前缘涡非对称破裂引起的横向失稳运动。为了研究该失稳运动特性及其控制策略,以小展弦比飞翼标模（前缘后掠角65°,展弦比1.54）为研究对象,结合气动/流动一体化测量风洞试验、自由滚转风洞试验以及数值模拟等综合手段,成功地在风洞中捕捉到了马赫数为0.8、0.9,迎角为15°~20°条件下的横向失稳运动,包括机翼下落和机翼摇滚运动形式。对失稳运动进行的品质因数分析表明,其横向飞行品质大幅下降。利用频谱和相轨迹分析发现其失稳运动属于混沌或多周期的宽频振荡。采用前缘襟翼下偏10°、内外侧副翼同时下偏10°的组合进行了自由滚转风洞试验对比研究,证明了该舵偏组合在马赫数为0.8,迎角为20°时起到了抑制失稳运动的作用。基于CFD手段开展了失稳运动流动机理研究,结果表明在跨声速时,左右机翼的前缘涡在激波干扰下分离不对称,产生的滚转力矩高低频共存,引起了模型自激振荡。     

大型等剪应力钢丝缠绕芯筒的失稳校核

 针对大型预应力钢丝缠绕芯筒在缠绕过程可能发生失稳的复杂问题,在已有的等张力钢丝缠绕结构失稳理论与公式基础上,提出了一种新的等剪应力钢丝缠绕失稳校核公式。通过545 MN、726 MN超大型等静压设备钢丝缠绕芯筒的应用算例,结合实际缠绕施工过程的测量数据,验证了所提算法的可靠性和芯筒预紧完毕后芯筒外压公式的正确性。该算法为大型等剪应力钢丝缠绕芯筒失稳校核提供了理论依据,也为超大型缠绕缸体的方案设计和结构优化创造了条件。     

低雷诺数下跨声速转子周向槽处理机匣扩稳研究

采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。周向槽处理机匣结构对压气机流场的改善较为有限,而引入抽吸处理机匣后,抽吸槽可以将叶顶间隙涡和附面层径向涡及其引发的低能阻塞流团抽吸至处理槽内,叶顶流场大为改善,有效地提高了压气机转子的失速裕度。     

内并联型进气道模态转换过程中流道间干扰特性研究

针对组合动力进气道模态转换过程中存在的流道间干扰现象,采用数值模拟方法对一典型内并联型进气道模态转换过程中高/低速流道间的干扰特性展开了深入研究。结果表明：在模态转换过程中,当低速流道结尾激波位于低速流道内部时,高速流道节流至一定程度都将对低速流道形成干扰。该干扰现象出现后,高/低速流道的流动耦合,两流道的流量分配也随之发生变化,甚至导致了进气道流场的失稳。仅当β/α=0.25时,高/低速流道间的干扰造成了进气道流场的失稳且失稳后的振荡流场会先后出现两个不同的发展时期：前一时期的振荡流场的振幅较大但频率较低,约为335Hz;后一时期的振荡流场的振幅较小但频率较高,约为880Hz。     

HyTRV流场特征与边界层稳定性特征分析

高超声速转捩研究飞行器（HyTRV）是为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具备真实飞行器典型特征的升力体标模。为支撑更加全面系统的理论分析、数值模拟、风洞试验和飞行试验研究,采用高精度数值模拟方法、线性稳定性理论（LST）和e^N方法对HyTRV标模的典型流动特征和边界层失稳特征进行了分析。研究表明,HyTRV展现出多个相对独立的横流区域和多个流向涡结构;HyTRV的边界层存在横流失稳模态、第二模态、附着线失稳模态等常见模态。横流失稳模态出现在周向高低压区之间的横流区域,能够主导转捩发生;横流区域同时也存在第二模态,其N值普遍比横流失稳模态小;附着线失稳模态呈现出第二模态特性,且频率非常高。还研究了攻角和单位雷诺数的影响。结果表明,随着攻角增加,标模下表面中心线的流向涡结构逐渐消失,横流雷诺数逐渐减小;上表面流向涡结构逐渐从腰部移向顶端,并出现新的流向涡结构。增加攻角,所有失稳模态的N值总体上逐渐减小;增加单位雷诺数,N值显著增加。基于研究结果,针对流向涡失稳、横流失稳、第二模态和附着线失稳等给出了研究建议。