压气机过渡段造型及三维数值模拟

提出一种基于S形曲线压气机过渡段造型方法.该方法将过渡段造型归结为S形内壁曲线拐点相对位置,面积分布率极值及其极值点相对位置3个几何控制因素.并采用此方法构造了一系列压气机过渡段,并针对这些过渡段进行三维数值模拟.结果表明:面积分布率极值是影响过渡段性能最重要的因素;可以通过调整面积分布率极值来控制过渡段最大面积处相对马赫数,减小外壁气流附面层厚度及支板形成的低压尾迹区;同时,配合变化较陡的内壁造型和合理的面积分布率曲线极值点相对位置,可以改善外壁形状,抑制附面层变厚.对于所研究的过渡段,内壁拐点相对位置为0.18,面积分布率极值点相对位置为0.20,相对马赫数为0.65时,总压损失最小.      

连续式跨声速风洞大开角段整流装置设计数值模拟

采用阻尼网对大开角段内的气流分离进行控制,并合理设置其参数,是工程上有效的方法之一。为验证阻尼网工程设计方法的可靠性,以0.6m连续式跨声速风洞为背景,通过数值模拟,对工程设计方法的初步结果进行了验证,并在此基础上结合大开角段布置环境对阻尼网参数进行了优化。由计算结果知,采用方案3-4(两层阻尼网损失系数分别为1.6和1.0)时,大开角段出口截面的速度均方根偏差值(RMS)为14.5%;考虑布置环境影响,调整两层阻尼网损失系数至0.8和1.0时,RMS值为16.2%。研究结果表明,阻尼网工程设计方法结合数值模拟可以有效地应用于大开角段整流装置的设计,达到了抑制大开角段内气流分离,降低压力损失,提高出口速度均匀性的设计目标。     

压气机紧凑S 形过渡段内周向弯静子性能数值计算

为了合理利用叶片周向弯提升紧凑S 形过渡段内静子的气动性能，以某压缩系统过渡段内的静子为研究对象，利用3 维计算软件对S 形过渡段内采用不同周向弯的静子在设计Ma 可用攻角范围内的性能进行数值计算。结果表明：气动负荷是控制 静子叶片损失的主要因素，叶片周向弯改变了负荷的径向分布，叶片根部正弯使根部气动负荷减小，根部性能明显改善；低能流体 径向迁移也是影响叶片损失的重要因素。相对于直叶片，L 形叶片最小损失减小48.5%，且低损失攻角范围较宽，可以增大压缩系统 的喘振裕度，提升航空发动机性能水平。     

有无叶顶冷却涡轮叶栅气热性能的旋转效应研究

射流预冷技术可以有效降低进气温度并提高航空发动机的性能。为探究该技术在高空环境下对流场问题的影响,采用径向均匀射流方案,模拟高空条件,结合水滴的蒸发过程以及气液两相的耦合作用对预冷段射流喷水的情形进行数值计算。结果表明,径向喷射方案能够有效降低进气温度,在各个工况中,温降系数约为8%~26.7%;在高温工况中提高喷水量可以有效提高温降效果,工况6的喷水量和工作温度都是最大的,温降系数和蒸发效率分别达到了最高值的26.7%和73.9%;预冷段的压降损失和出口流场均匀度取决于来流马赫数和喷水量,高马赫数和较大的喷水量都会加剧压损与流场的紊乱程度,由于工况6的高射流量和气流马赫数,其在喷水装置处的压降系数达到了最大值的5.8%。     

基于NURBS曲线的多段翼成形方法与验证

随着民机市场对大型客机的要求不断提高,增升装置的重要性日渐凸显。增升装置可以有效地提高飞机起降阶段的升阻性能。传统增升装置主要包括前缘下垂、前缘缝翼、后缘襟翼等。增升装置外形复杂,设计难度大,设计过程中不仅需要考虑多种增升装置之间的相互影响,还要考虑如何在不破坏干净构型气动外形的基础上实现增升装置的设计,并且增升装置外形精度对气动性能的影响极大,因此需要对其气动外形参数化设计方法进行研究。一套有效的增升装置气动外形参数化设计方法可以极大提高设计效率,缩减研发成本。基于NURBS曲线的可塑性和可控性,提出一种多段翼切割曲线参数化设计方法,实现了对多种干净构型增升装置的成形设计,并验证了该方法的可行性和通用性。     

复合材料盒段耐久性损伤容限试验研究

以冲击损伤容限设计思想为基础,按冲击压缩破坏曲线的门槛值确定设计许用值进行设计的复合材料结构,一般认为“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”的结论成立,DAC8号复合材料机翼的设计遵循了这一设计思想。为验证上述结论选取复合材料机翼主受力盒段即油箱盒段,进行了耐久性损伤容限试验研究。结果表明,引入8～15J人工冲击损伤4处,并在1.15倍加重谱下进行了2倍寿命耐久性试验和2倍寿命损伤容限试验的结构,其剩余承载能力仍达到无损结构承载能力的80％以上,且试验过程中和试验结束后的无损检测均未发现预制的人工损伤发生扩展,证实了“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”结论的正确性。     

数控线切割加工四轴联动轨迹合成研究

 对四轴联动数控线切割加工进行轨迹合成研究。在线切割四轴联动的基础上对轨迹合成的对应标注进行了分类 ,提出了轨迹合成准则 ;给出在各种标注情况下的轨迹合成公式。采用此理论编制的后置处理程序处理上下异型的三维直纹曲面 ,得到四轴联动的 ISO线切割加工程序     

分区LES/DES混合方法及缝翼三维流场模拟

提出一种分区大涡/脱体涡模拟混合方法,采用高阶空间有限差分方法和二阶隐式LU-SGS时间推进方法,对有限展长缝翼的三维流场进行了数值计算。该混合方法吸收了脱体涡模拟方法和大涡模拟方法各自的优点,在非核心区域使用脱体涡方法进行计算,相对于大涡模拟方法具有较高的计算效率;相对于分区脱体涡模拟中采用的雷诺平均方法,在计算量没有明显增加的条件下提高了对流场各尺度流动的模拟能力。计算结果与风洞实验数据吻合良好,同时缝翼流场主要观测点的压力脉动数据为后续缝翼噪声分析和低噪声优化提供了基础。     

亚声速条件下外形参数对逆流矢量喷管性能影响的模拟研究

为逆流矢量喷管几何构型选取提供理论依据,采用数值模拟方法研究了零攻角亚音速条件下抽吸角、横向高度及垂直段高度等外套管外形参数对逆流推力矢量喷管内部流动结构及矢量性能的影响,得到了推力矢量角、合成推力系数、二次流流量比等随外形参数的变化规律。研究结果表明:抽吸角及外套管垂直段高度对逆流矢量喷管的推力矢量角变化均无大的影响,且抽吸角及外套管垂直段高度分别变化时,两者的最大矢量角和最小矢量角的角度差均不超过0.35°,合成推力系数均随两者增大而减小,抽吸角变化时合成推力系数在0.778左右,其变化值不超过0.001,垂直段高度变化时合成推力系数范围为0.77~0.84,而流量比受抽吸角及垂直段高度变化的影响均微小;横向高度较小时,主流易发生附体,随其增大,推力矢量角增加,最大值达7°,而合成推力系数随之减小,范围为0.75~0.87,抽吸二次流流向由同向转变为逆向,流量增大,最大流量比为2%;推力矢量喷管的整体性能较无外流时明显下降。     

低速风洞收缩段的边界层修正

通过求解不可压雷诺平均NS方程对低速风洞收缩段边界层位移厚度进行了研究,分析了位移厚度的发展规律,给出了不同收缩段口径、不同收缩比、不同收缩段长度下的位移厚度图表,数值证明了通过对收缩段进行边界层修正,可大大提高风洞试验段流场品质。研究结果表明,收缩段的边界层分布呈现先厚再薄再厚规律;进行边界层修正时,可只对收缩段后半部分的型面进行修正,不影响修正效果;同一个收缩比下,不同收缩曲线可采用同一个边界层位移厚度分布进行修正,仍可得到满意结果;而且轴对称截面收缩段得到的结果也可应用于矩形截面收缩段。