跨声速HTA涡轮导向器全三维流场计算分析

利用CFD软件CFX-TASCflow对具有试验数据的跨声速HTA涡轮导向器流场进行了计算，结果表明，计算的叶面等熵马赫数分布和出口气流角与试验值吻合良好；而计算的总压恢复系数与试验数据存在一定的差别。     

基于CFD降阶模型的阵风减缓主动控制研究

飞行器飞行时会受到大气紊流的影响,降低飞行品质。阵风减缓控制是改善飞行器飞行性能的关键技术。现有的阵风响应分析多以离散阵风为研究对象,对更加真实描述大气紊流的连续型阵风时域分析关注较少。采用成形滤波器方法将频域形式给出的大气紊流信号转换为时域信号。在跨声速区域内,利用系统辨识技术,基于计算流体力学(CFD)方法建立阵风激励下的气动载荷状态空间降阶模型(ROM)。为方便控制器设计,借助平衡模态法进行模型的进一步降阶。使用模型预测控制(MPC)算法通过控制操纵面偏转实现阵风减缓主动控制。以AGARD445.6标模作为仿真算例,验证基于ROM设计的阵风减缓控制律的有效性。仿真结果表明,在跨声速飞行状态下,模型预测控制器能够在满足操纵面偏转范围的约束下,对连续阵风激励下的翼根弯矩输出进行有效抑制。     

2.4 m跨声速风洞壁板参数对核心流均匀性的影响

跨声速风洞试验段壁板参数多,影响规律复杂,获得壁板参数对流场均匀性的影响规律是提高设备调试质量与效率的关键途径。基于2.4 m跨声速风洞多期流场校测试验情况,以马赫数分布标准偏差为指标,汇总分析了大型跨声速风洞试验段壁板结构参数对核心流均匀性的影响规律。结果表明,核心流均匀性对试验段入口处加速区壁板开孔率特别敏感,除保证开孔率分布连续外,还应避免加速区气流的过膨胀效应。在风洞运行范围内,引射缝均发挥降低堵塞干扰的作用。     

附面层抽吸技术在跨声速平面叶栅试验中的应用探索

基于常规跨声速扩压叶栅吹风试验结果确定合理抽吸位置,并在此基础上对该叶栅进行多种工况的附面层抽吸试验,分析附面层抽吸作用下叶片表面马赫数、出口尾迹与总压损失系数的变化。结果表明:开设抽吸缝对常规跨声速叶栅原有流场结构的总体影响较小,但当抽吸缝位于马赫数峰值位置时,会对下游流动产生一定扰动。在适当位置抽吸能抑制跨声速叶栅表面流动分离,且只有抽吸量达到一定数值后,附面层抽吸作用才会对叶栅气动性能起到明显正效果。当抽吸量达到0.87%时,该跨声速叶栅总压损失系数降低了7.8%。     

局部喘振频率特性及估算方法

基于跨声速压气机实验,获得局部喘振现象轴向、低频、轴对称的频率特征;从局部喘振现象的物理本质出发,证明其与Helmholtz共振腔模型在物理上是相似的,采用Duct-Compressor-Plenum模型发展了实验台系统Helmholtz频率的估算方法,估算结果与实测的局部喘振频率基本一致;为了实验验证局部喘振与系统频率之间的关系,通过改变Helmholtz共振腔模型特征参数进行了跨声速实验,结果表明:局部喘振频率随着系统Helmholtz频率的下降而减小,并且两者的频率值也趋于一致,证明了局部喘振频率就是系统Helmholtz频率这一结论.      

机匣优化造型对跨声速转子性能影响的研究

为了研究机匣优化造型对跨声速压气机的性能影响,以一跨声速转子为对象,基于数值方法对近设计点和近失速点下机匣造型前后转子叶尖处的流场和整体性能进行了对比分析。结果表明:机匣造型可以有效改善叶尖处的流动,提高压气机性能;提升了全工况范围内的效率,近设计点的效率提升了约0.25%,近失速点效率提升约0.33%;近失速点的压比提高约1.1%,而近设计点的压比基本不变。机匣造型降低了叶片前缘处的负荷,改变了激波的空间结构,使激波后移。在近设计点下,机匣造型提高了大部分叶展上的效率,机匣附近出现两个"低压环"区,由其产生的三维压力梯度效应改变了此位置附近子午面上的涡形态,流向正压力梯度减轻了叶尖处低速回流区的影响;叶尖处的流线流动更合理,"二次泄漏"现象消失。在近失速点下,机匣造型提高了大部分叶展上的总压比;叶尖处的涡形态没有发生变化,而涡核的位置发生了改变;造型使叶尖处的流线流动更加合理,但是"二次泄漏"现象并没有消失。     

驻涡式处理机匣对跨声速压气机扩稳的数值模拟

提出了一种驻涡式处理机匣结构,通过叶片通道前后以及叶片压力面和吸力面共同作用的压差,驱动流体产生回流.将通道后部的附面层流体吸除,然后在叶片前缘注入,增大叶尖泄漏流内的动量,从而达到扩稳的效果.该设计将抽气槽与喷气槽的方向和主流流动方向设计成一致方向,以减少掺混损失.此外,该处理机匣在轴向上完全在转子叶片内部,不需要前伸量,因而可以方便地应用于多级压气机中的任何一级,而不会和静子叶片发生干涉.通过数值模拟对这一设计进行了验证,结果表明该处理机匣可以扩大跨声速压气机转子裕度17.39%,而对效率不会产生明显的影响.      

不同转速下叶尖间隙流对跨声速压气机失速的影响

为了研究不同换算转速下叶尖间隙流对转子失速的影响,对不同工况下叶尖间隙流动的特点进行了分析,讨论了压气机转子叶顶两个低速区的形成机理,以及该转子在多种换算转速下的失速机制。研究表明,转子失速是近压力面前缘和吸力面尾缘两个低速堵塞区共同作用的结果。二者的形成都与泄漏涡关系密切,前者是泄漏涡受激波干扰破裂而形成,后者是吸力面气流在泄漏流、吸力面二次流以及激波相互作用下而形成。不同换算转速下压气机失速机制不尽相同:在70%~100%换算转速,压气机叶顶失速主要是由于叶尖泄漏涡与激波相互作用而破裂;在115%换算转速,失速的主要触发因素为径向涡导致吸力面附面层低速气流向叶顶堆积。     

航空发动机转子系统动力学模型的可逆化简化方法

针对航空发动机高压转子系统动力学模型,给出了一种模型可逆化简化的方法.首先采用有限元法建立了较为精确的动力学模型,然后基于质心集中方法对该模型进行了不同程度的简化,分别得到了单跨双盘模型和单盘模型,并将其与原始模型进行了临界转速的对比.这是一种从结构特点将实际多盘转子简化成单盘转子的方法,它使得在考虑到支承等非线性因素后利用低维非线性动力学理论进行分析和参数优化成为可能.另一方面,研究了模型简化方法的可逆性,即基于质心位置及总质量最优的原则,由单跨双盘模型的圆盘结构参数反推了多级圆盘的等效内外半径、厚度、位置等参数,构建了新的工程结构模型,对比该模型和原始模型的前3阶临界转速,误差均在3%之内.这种由简化模型参数反推多级圆盘的方法,为由非线性动力学理论优化分析所得到的简化模型优化结构参数反推设计多级圆盘工程结构参数奠定了基础.      

基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法

以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略.应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法.采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的...