非轴对称导叶尾迹对低速轴流压气机的影响

在轴对称尾流撞击实验的基础上, 进行了多种非轴对称尾流撞击实验研究.当合理安排进口导叶的数目和周向分布形式时, 进口导叶(IGV)的非轴对称尾迹能对下游转子流场产生有益的非定常耦合激励作用.与轴对称尾流撞击方案相比, 非轴对称尾流撞击方案在保持了有益的高频激励信号的同时, 引入了合适的低频方波激励信号和其他有益的副频激励信号, 使得导叶尾迹更容易与压气机中的复杂涡系产生耦合激励作用, 例如通道涡、间隙涡和尾迹分离涡等.实验结果显示, 非轴对称尾流撞击方案B能使压气机的最高效率提高1.2%, 总压升和稳定裕度也略有增加.      

棒形轴对称构件轴向质心位置的测定

介绍了天平式质心仪的结构原理及其灵敏度调整方法,说明了棒形轴对称构件轴向质心的确定方法及误差分析,用这种仪器测量炮弹,小型导弹类轴对称构件的质心位置,其测量准确度优于１％。     

跨声速飞机高可信度多设计点多约束气动优化设计技术研究

本文目的是研究和开发工程实用的高可信度数值优化设计技术,并应用于先进跨声速飞机机翼的三维气动外形优化设计。本文综合应用了自由几何变形(FFD)几何外形参数化方法、弹簧比拟非结构网格变形方法、基于RANS方程的高可信度计算流体力学(CFD)分析方法、径向基函数(RBF)代理模型方法、粒子群寻优(PSO)方法等技术,分别对NASA CRM模型、航空工业设计的W2机翼模型展开了单设计点和多设计点的三维气动外形优化设计。通过对单设计点优化设计后的CRM翼身组合体、双设计点优化设计后的W2机翼模型气动外形进行详细的气动分析,发现优化后的CRM翼身组合体、W2机翼模型相对初始外形气动性能得到显著改进,证实了数值优化设计技术应用于先进跨声速飞机机翼三维气动外形设计的有效性。同时证实了开发的数值优化设计技术和工具的正确性和实用性。     

二元俯仰矢量喷管排气系统红外特征模拟实验

实验研究了二元俯仰矢量喷管排气系统在几何偏转角0°,10°,20°三种状态下的壁面温度分布与红外辐射特征,并与基准轴对称喷管排气系统进行了对比分析。结果表明:二元俯仰矢量喷管排气系统的红外辐射特征相对基准轴对称喷管排气系统有明显下降,正尾向降幅约10%;随着几何偏转角的增加,隔热屏与收敛段的温度逐渐上升,偏转段压力侧壁面温度略有上升,吸力侧壁面温度略有下降,最大变化幅值30K;排气系统红外辐射强度随偏转角增大而增大,尾向15°~45°和-15°~-60°范围内增幅明显,最大增幅可达70%。      

轴对称矢量喷管设计与技术试验技术研究

简要综述了轴对称矢量喷管的设计与试验,介绍了其技术特点和相应的工作方法,包括计算机仿真技术的采用和循序渐进、并行发展的工作思路,并概要介绍了试车验证情况。试车结果表明:轴对称矢量喷管技术已经取得突破,技术指标达到了飞机部门提出的初步要求。     

轴对称构件疲劳寿命预测的损伤力学-附加载荷-有限元法

 提出了一种实用有效的弹塑性损伤应力 -应变本构方程与损伤演化方程。针对中高周疲劳问题,发展了轴对称疲劳寿命预测的损伤力学 -附加载荷 -有限元法计算格式。通过引入塑性附加载荷,考虑了构件应力集中区域塑性变形对构件疲劳寿命的影响。预估了30 Cr Mn Si Ni2A材料含沟槽轴对称试件的疲劳裂纹形成寿命,并分析了疲劳裂纹的扩展情况。疲劳寿命理论预测结果与实验结果吻合良好。     

高效欧拉方程解法求解轴对称引射喷管三股流问题

推导了三维流动的广义欧拉方程黎曼增量梯度形式的欧拉方程及其轴对称形式表达，针对引射喷管三股流问题的特点在运动网格下作了H变换。在此基础上将高效欧拉方程解法应用于求解轴对称引射喷管三股流问题，为解决次流通道狭窄带来的问题，采用了弱耦合法处理滑流边界。     

管道系统激波运动的数值模拟

对激波在管道，活塞腔系统内运动的两种数值模型－－一维非定常气体运动模型的二维轴对称气体运动模型，进行了数值模拟，其计算曲线与相应的实验曲线符合较好，表明基于Ｇｏｄｕｎｏｖ格式的激波运动计算方法能成功地处理含有激波且边界条件复杂的管道系统内气体运动问题，因而能较精确地预测管道系统内详细的和变化过程，特别是预测激波在管道系统内的传播过程。     

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

 针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞实验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明：（1）超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;（2）攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随着下降;（3）随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;（4）通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况;（5）在大于贴口Ma数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。     

高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术

综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。