叶型探针对压气机叶栅气动性能影响的试验与数值研究

利用平面叶栅风洞,开展了安装叶型探针的压气机叶栅吹风试验.通过测取不同工况下叶片表面压力、栅后尾迹等气动参数,分析了叶栅在安装叶型探针前后的性能变化.同时,采用数值模拟方法,对前缘探头绕流旋涡在叶栅流道内部的发展演变规律及其损失特性进行了探索.研究结果表明:①探针对叶栅局部流场的扰动作用比较明显,其影响特性与叶栅工作状态相互关联;②探针对其所在叶片以及相邻两侧叶片总压损失系数的影响程度随来流攻角发生显著变化;③安装探针后,栅后尾迹与主流掺混作用加强,导致尾迹沿周向存在较为严重的扩散作用;④负攻角条件下,前缘实体探头会诱导叶片出口靠近叶盆表面出现一定强度与尺度的涡系结构.     

驻定斜爆轰波起爆条件与结构的数值模拟研究

为了探究驻定斜爆轰波的起爆条件以及来流马赫数和楔面角对斜爆轰波形态结构的共同影响,基于二维欧拉方程和单步化学反应模型,对驻定斜爆轰波进行数值模拟研究。结果发现,斜爆轰波的起爆和结构受到来流马赫数和楔面角的显著影响,来流马赫数越小,形成斜爆轰波的楔面角条件越苛刻。随着来流马赫数和楔面角增加,波后混合气体温度升高,爆轰反应变得更加剧烈,使得斜激波诱导区域变短,未反应气团减少,接触间断面更靠近楔面,下游出现的涡结构也减少。     

一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道特性

为探究锯齿状唇口对进气道气动特性的影响,完成了一种常规唇口轴对称进气道设计后,在保持其他基本构型参数和几何特征不变的基础上,通过对其唇口进行剪切构造出锯齿状切口,得到了一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道,采用标准k-ε湍流模型对比分析了该进气道与原始型面进气道的气动特性.结果表明:锯齿状唇口进气道通过唇口溢流牺牲流量系数...     

SR-72无人机的研制进展

据国外媒体报道，洛克希德·马丁公司近日披露了SR-72双发隐形无人机的研制情况。其飞行马赫数可达6，是著名的SR-71“黑鸟”战略侦察机最大飞行速度的2倍，预计在2018年公开展示。     

马赫数0至8范围RBCC发动机特性

为获得飞行马赫数Ma0=0～8 RBCC发动机特性及结构调节规律，基于试验数据，建立了采用控制体法，考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型，并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真，定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响；并针对给定模拟飞行弹道，完成Ma0=0～8 RBCC发动机特性计算，给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明：1）火箭引射模态，马赫数每增加1，推力、比冲增加约18.2%，火箭推力增益增加约15%;2）火箭冲压模态，火箭流量越大，火箭推力增益越小，且获得正的火箭推力增益范围越窄；3)Ma0=2模态转换点，发动机性能及结构参数均存在间断，确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点；4）模拟弹道下，进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0～8范围内分别变化6...     

不同翼型厚度和来流马赫数下的桨涡干扰噪声分析

桨涡干扰噪声是直升机气动噪声主要组成之一，为了正确预测和降低直升机噪声，必须开展气动噪声相关物理参数研究。在对声场进行计算流体力学（CFD）直接数值模拟的基础上，分析了不同厚度和来流马赫数下二维平行桨涡干扰噪声传播特性和声源位置，分析了翼型厚度和来流马赫数对桨涡干扰噪声的影响，并得到了可压缩情况下远场声压预测公式。研究表明，低马赫数下，翼型厚度对噪声指向性影响不大，高马赫数下，翼型厚度对噪声指向性影响程度增大；噪声强弱主要随来流马赫数变化，翼型厚度对其影响较小；翼型厚度和来流马赫数变化不会改变声源点位置。开展不同翼型厚度和来流马赫数下的桨涡干扰噪声分析可以为进一步了解并控制直升机桨涡干扰噪声提供一定的参考。     

混合并联TBCC动力的冲压流道跨声速流动及阻力特性

为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_∞=0.7~1.6，H_∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma_∞>1.0超声速状态下，进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小，尾喷管的阻力则快速增长，阻力贡献逐渐向尾喷管转移，两者趋于接近。     

高马赫数小尺度缝隙倒角热流测量

围绕再入式飞行器表面分布式隔热瓦的气动加热问题，针对流动强干扰特征且测量难度较大的小曲率半径缝隙倒角区域，采用Φ0.3 mm量级一体化同轴热电偶开展高马赫数来流条件下的热流测量，研究了缝隙倒角曲率半径、隔热瓦间台阶高度差、缝隙宽度、边界层流态、马赫数等因素对热环境的影响，通过分析热流时域曲线得到了瞬态热流的振荡特征。结果表明:台阶会显著增大热流；边界层流态的差异会引起缝隙倒角热流分布的显著变化；较高马赫数下的热流时域波动特征更温和，热流更低；部分状态存在瞬态负热流现象。 研究结果可为隔热瓦热防护设计和认识缝隙、台阶诱导的复杂流动机理提供参考。     

强预冷涡轮发动机关键技术分析

以强预冷技术扩展现有成熟涡轮发动机的飞行速度范围，从而实现与超燃冲压发动机的“接力”，是高超声速飞机动力的一种典型方案。强预冷涡轮发动机的研制，需要系统性地攻克一大批关键技术。根据国内外研究现状，本文梳理了强预冷涡轮发动机的技术难点，对相关关键技术进行了分析和归纳，如有适应宽工况范围的高效紧凑预冷器设计和加工工艺、预冷系统与涡轮发动机全工况匹配技术、强预冷发动机与进排气系统协同设计等，为国内组织开展相关研究和工程研制提供参考。