超临界翼型吸气层流减阻控制数值研究

使用Fluent求解器,分别对超临界翼型上翼面全吸气及部分区域吸气时进行了层流减阻数值研究,探究了不同吸气系数及雷诺数对翼型转捩位置和阻力的影响规律.结果表明:①对上翼面全弦长范围进行吸气控制,能有效地推后转捩位置.当吸气系数超过某一值时,能够使上翼面达到全层流状态,从而减小翼型阻力;②只对上翼面15%~65%弦长区域内进行吸气控制,当吸气系数达到一定值时,可达到与全吸气时几乎相同的减阻效果;③其他飞行条件相同时,在较小雷诺数下,减阻效果较好.     

超临界层流机翼边界层及气动特性分析

高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。     

喷丸成形技术及未来发展与思考

喷丸成形是一种借助高速弹丸流撞击金属构件表面,使构件产生变形的金属成形方法,喷丸成形是一种无模成形工艺,是大中型飞机金属机翼整体壁板首选的成形方法。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

基于人工神经网络模型的超临界RP-3热物性计算

为准确得到超临界压力下RP-3的热物性,基于人工神经网络（ANN）方法建立超临界RP-3的密度、黏度、比定压热容和导热系数的计算模型。以广义对应态法则计算得到的RP-3热物性结果训练神经网络,并耦合了实验误差模型得到修正后的ANN模型。计算温度变化范围为300～800 K,压力变化范围为3～6 MPa。结果表明：ANN模型能准确地预测超临界RP-3的热物性,且计算精度比广义对应态法则计算得到的结果提高了16.3%。在压力为5 MPa的工况下,ANN模型预测的密度、黏度、比定压热容和导热系数的回归系数均大于0.99,与实验结果平均相对误差分别为1.5%、4.1%、0.9%和0.7%。     

U型再生冷却通道内超临界航空煤油换热特性数值模拟

为了解决航空发动机的高温热防护问题,通过RNG k-ε湍流模型开展了U型再生冷却通道内超临界压力RP-3航空煤 油换热特性数值研究。探究了进口参数、固壁热导率、壁面粗糙度对换热的影响机制。基于流场和温度场揭示了换热特征和换热 机理,通过离心力参数讨论了其作用机制,阐述了二次流对换热的影响,提出了换热关联式,其预测偏差处于±20%以内。结果表 明：上游水平通道和下游水平通道受非对称加热作用产生弱二次流,弯通道受离心力作用产生强二次流,高温区近壁流体吸热能 力降低造成传热恶化,最高壁温约为935 K;离心力促使热流产生显著的周向迁移。在高进口温度下传热恶化起始位置提前到弯 通道,加剧了离心力作用,使热流迁移增强。提高固壁热导率和壁面粗糙度,换热均增强,对离心力影响可忽略。     

航空煤油套期保值交易策略研究（一）

在长期接触石油市场的过程中我们发现:石油在很大程度上影响甚至支配着工业化时代的世界经济,而航油则在更大程度上决定了航空公司的成本、利润和经营业绩。世界经济目前还无法摆脱对石油的依赖,而航空公司却可以通过航油风险管理,从某种意义上摆脱航油价格波动的影响,这对航空     

燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的研究进展

随着高超声速飞行器的发展,未来高性能动力装置的燃烧室温度和压力将越来越高,当燃烧环境达到超临界时,液态燃料的蒸发和燃烧过程将涉及高梯度传热传质和临界相变等复杂因素,使得雾化、蒸发和燃烧规律发生改变。本文对燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的相关研究进行了综述,总结了已有的重要研究成果,阐述了研究中急需解决的关键问题,为后续深入研究提供参考。     

超临界压力下正十烷流动传热的数值模拟

为了深入理解主动再生冷却过程中碳氢燃料的超临界传热特性,基于SIMPLE算法建立了数值模拟方法,考虑了碳氢燃料物性随温度的剧烈变化,并利用电加热管实验结果验证了计算方法。针对超临界压力下细管道内正十烷的流动传热现象进行了系统的数值计算研究,考察了计算网格无关性和超临界流动传热过程中的压力效应。结果表明:网格选择与正十烷的状态有关;在超临界压力下,较低的正十烷压力引起临界温度附近的努赛尔数减小,导致传热效率下降;目前常用的传热经验公式在正十烷临界区域附近与数值计算结果差别较大。     

CJ818超临界机翼气动优化设计

CJ818的超临界机翼设计主要分为以下几个步骤:选定机翼的平面形状,主要包括确定机翼面积、翼根弦长、根梢比、1/4弦线后掠角、前缘后掠角等;在诱导阻力最小的原则下,把三维机翼的设计升力系数转化为二维翼型的设计升力系数;根据机翼装载和结构设计的需要,确定配置翼型厚度沿展向的分布,根据飞机的巡航失速特性,初步确定配置翼型沿展向的扭转角分布;确定控制翼型个数,优化选择出满足要求的翼型;最后在CATIA里完成三维机翼的外形设计。对设计完的机翼,利用ICEM对其网格划分,并进行CFD数值计算,分析表面压力分布,对扭角分布和翼型进行优化,最终完成三维机翼的巡航外形设计。