大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析

为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响,选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器(TPS)短舱和真实发动机短舱作为研究对象,采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明:由于TPS流量低于真实发动机需求,其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同,阻力特性也有差别;在进气道处于亚临界状态时,TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位,又由于唇口当地气流攻角更大,使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°;当进气道工作于超临界状态时,TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性,但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化,使得在0°~20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱,而在20°~30°攻角时其阻力系数略低,差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机,未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响,但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。     

自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用 CFD 方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系,对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布,确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现,亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟,可以得到马赫数相似的流场。     

超音通流进气道计算内特性

计算模拟了一种无亚音扩压段的非常规形式进气道──超音通流（ＳｕｐｅｒｓｏｎｉｃＴｈｒｏｕｇｈＦｌｏｗ或ＳＴＦ）进气道的内流特性。其中对Ｓｅｄｄｏｎ和Ｇｏｌｄｓｍｉｔｈ提出的进气道激波与附面层干扰损失计算模型中的权因子,Ｇ扩展了定义,使该模型可用于口内通道总趋势收缩的超音通流进气道。所得飞行Ｍａ为０～２．７的损失特性等曲线,首次揭示了此类进气道的典型特征。数值上满意验证了文献的预估。     

跨声速翼型多目标优化设计方法

本文通过采用多目标分级优化方法并基于求解全速势方程的跨声速粘流翼型计算方法，研究发展了一种多参数、多约束和多目标的跨声速翼型数值优化设计方法，应用该方法可以从普通低速翼型和超临界民办型出发通过多目标优化后得到在跨声速区的多个马赫数下阻力系数最小化的翼型几何外形，设计实践表明，该方法具有收敛快，调用目标函数次数少等优点。     

尖前缘翼干扰区的壁面压力和热流率分布

本文给出Ｍ＿∞＝７．８和６．７２，Ｒｅ＝３．５×１０￣７／ｍ和５．４×１０￣７／ｍ气流绕迎角为２０°、３０°和３５°尖前缘翼运动时，平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明：（１）平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β＿０和翼迎角α相关，而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数Ｍ＿ｎ相关。（２）翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响，前者在翼根部呈波谷状，而后者呈波峰状，影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。     

超声速前机身及翼—身组合体的全速势方程数值计算

通过数值求解全速热方程，计算了超声速来流的前机身及翼－身组合体。当流场存在亚声速区时，在此区域内采用中心差分格式，迭代求解，并引入多重网格技术，加快收敛；当流场中某些一区域沿某一方向是超声速时，在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明，本文的方法可靠，结果准确，可以向工程应用方面推广。     

高超声速流动分区对接网格算法研究

本文发展了一种能适应强间断流场的满足通量守恒的分区对接网格算法，并给出了保证通量守恒的通量插值系数应满足的条件。采用有限差分NND格式，求解层流NS方程，数值模拟了马赫数6—20绕圆柱的高超声速粘性流场。数值试验表明：方法具有良好的稳定性和收敛性，强激波能自由地穿越内边界。     

最大瞬时畸变图谱的预估

为了分析最大瞬时畸变图谱对发动机工作稳定性的影响,本文提出了一种新的最大瞬时畸变图谱的预估方法。该方法中根据给定的最大瞬时畸变值,利用Fletcher-Reeves非线性优化方法来确定压力分布。与实验测得的最大瞬时畸变图谱的比较表明,本文提出的最大瞬时畸变图谱预估方法能准确地模拟高低压区的位置和大小,高压力梯度区的位置和形状;既使在最大瞬时畸变值误差较大时也能准确地预估最大瞬时畸变图谱。因此,本文提出的最大瞬时畸变图谱预估方法能满足工程精度要求。      

高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究

为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究，在马赫数M∞=12，驻点温度T0=650K，驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中，对一平板斜坡薄壁模型进行了试验，试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时，对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨，重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法，即根据模型表面不同位置的法线，调整红外热像仅镜头轴线，使被测量区域的极角尽可能小，以保证发射率在此范围内为常数。     

平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证

为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma₀=0.7,α＝-2°~8°,β＝0°~2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920~0.952之间,周向畸变指数在1.142%~2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数,而小角度侧滑时对出口流场畸变的影响不大,不仅未下降,反而稍有增加。