一种新型乘波体设计方法研究

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基础上引入一条新的出口激波圆心曲线;通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体体积和容积率的目的;设计四种乘波体———传统吻切锥乘波体、激波半径减小乘波体、激波半径加长乘波体和直线ICC乘波体,并采用CFD数值模拟方法对四种乘波体进行对比分析。结果表明:所提乘波体设计方法合理可行;在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,四种乘波体升阻比接近,本文设计的乘波体具有更大的容积率和更好的应用价值。     

㶲分析在协同吸气式火箭发动机中的应用

为了研究协同吸气式火箭发动机(SABRE)循环系统的损失分布规律以及性能特性,针对SABRE4发动机系统开展了?分析,选择具有代表性的飞行马赫数Ma=4作为主要工况,研究不同工作参数对系统?损失分布和?效率的影响,通过调节?损失分布以获得最大?效率。研究结果表明:发动机?损失主要集中在燃烧过程和燃气排出,对于给定飞行条件,耗氢量越小,发动机?效率越大;当主路氢流量固定,调节预燃室氧燃比,存在合适的氧燃比使得发动机?效率最大;在给定主路氢流量条件下,发动机?效率随着飞行马赫数增大呈先增大后减小,在Ma=4附近达到最大,最大?效率为64.6%,对应的?损失分别为燃烧?损失16.2%,燃气排出?损失13.8%。通过对系统的?分析研究,明确了发动机内部损失分布。     

TeLESSⅡ低排放燃烧室预燃级设计对排放的影响

民用航空发动机需要满足国际民航组织（ICAO）发布的排放标准的要求,因此低排放燃烧室的研制是发动机成功研制的关键。TeLESSⅡ低排放燃烧室方案研究了在主燃级空气流动和燃油喷射模式不变情况下,成膜空气雾化和离心喷射空气雾化两类不同的预燃级空气流动和雾化组织模式在不同工况时对排放趋势变化的影响。结果表明小工况时不同预燃级的排放及燃烧效率变化趋势方向不同。大工况时两者的排放受燃油分级比影响变化趋势不同,而燃烧效率变化趋势是一致的。这说明预燃级和主燃级的组合设计改变了燃烧性能。      

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

基于燃气发生器的概念分析了分开排气涡扇发动机的效率划分。在此基础上,通过理论推导证明了分开排气涡扇发动机的最佳外涵风扇增压比的存在判据,及其单位推力、效率和耗油率极值的等价性。给出的判据可以作为实际分排涡扇发动机设计中的最佳外涵风扇增压比的选择依据。针对两型大涵道比分开排气涡扇发动机热力循环分析的结果表明:当外内涵排气速度的比值与风扇、低压涡轮效率的乘积相等时,发动机的总效率和单位推力最大,耗油率最低,从而证明了本文给出的效率划分和最佳外涵风扇增压比判据是合理的。      

某直升机主减速器行星轮系功质比的区间多目标优化

针对某型直升机主减速器行星轮系功质比的优化问题,建立含有密度和啮合摩擦因数等不确定性参数的区间多目标优化函数及相应的约束函数,利用改进的区间多目标分层优化方法,得到多目标优化函数的最优结果区间和参数变量,对优化前后主减速器行星轮系的传动性能进行深入比较。根据优化结果设计直升机主减速器行星轮系的传动效率试验方案,试验结果表明:区间多目标优化后主减速器行星轮系质量减少6.2%,传动效率提高2.14%,且效率曲线变化随着载荷的波动更加趋于稳定,说明区间多目标优化方法应用于某型直升机主减速器行星轮系功质比优化方面的有效性。      

弹性变形对前掠翼气动特性的影响分析

针对弹性变形对前掠翼气动特性的影响,基于改进的CFD/CSD松耦合静气动弹性数值计算方法,在高亚声速条件下,对前掠角χ=10°,20°,30°的前掠翼纵向气动特性和副翼操纵效率进行了计算和分析。结果表明,迎角较小时,弹性翼的升力、升阻比和俯仰力矩较刚性翼大,大迎角时恰恰相反;随着前掠角的增加,机翼的弯扭变形和气动参数变化的程度愈加剧烈;在最大升阻比、迎角α=4°、副翼偏转角δ=20°时,弹性翼的副翼操纵效率略大于刚性翼。该研究可为前掠翼布局的设计提供借鉴。     

涡轮喷气式发动机整机环境下折流燃烧室性能试验

采用整机试验的方法,对某型涡轮喷气式发动机从低转速到高转速状态下的燃烧室出口温度进行了测量.结果表明:该折流燃烧室在发动机低转速下性能较差,但各项性能参数随着发动机转速的增加而上升.在发动机设计点状态下,该折流燃烧室各项指标基本符合设计要求,其出口温度分布系数小于0.31,燃烧效率可达98.1%.      

机抖激光陀螺捷联系统动力学建模及结构动特性设计方法

机抖激光陀螺捷联系统普遍采用抖频偏频技术消除闭锁效应的影响,这使得激光惯导成为自带激励源的动力学系统,动力学系统结构参数的设计将影响陀螺抖动效率和陀螺测量精度。在陀螺抖动驱动力条件下,建立了包含激光惯导箱体、惯性测量本体、陀螺、减振器、抖轮在内的较为完整的动力学模型,给出了该模型的解答过程和Matlab仿真计算结果,讨论了不同结构参数对抖动效率及惯导精度的影响规律,并在此基础上提出了激光惯导结构基于动特性设计的原则和方法。经验证,该方法能够有效指导结构转动惯量等参数设计,提高了设计质量,有效避免了激光惯导由结构设计不足而导致的动力学问题。     

基于雅可比矩阵精确计算的GMRES隐式方法在间断Galerkin有限元中的应用

为改善高阶间断Galerkin有限元方法(DG)时间推进效率,在三维非结构网格下针对该方法建立了并行广义最小残差(Generalized Minimal Residual,GMRES)隐式时间迭代方法,GMRES方法基于科学计算工具包PETSc中的Krylov子空间求解器实现。为进一步提高GMRES的计算效率,发展了方程组右端项残值雅可比精确计算方法,针对无黏通量Roe格式和黏性通量BR2(Bassi Rebay 2)黏性计算方法,分别解析给出其对守恒变量多项式自由度的雅可比矩阵。基于建立的方法首先采用NACA0012翼型研究了GMRES的重启次数及收敛参数对方法收敛性影响,然后采用无黏及黏性算例对比研究了基于雅可比矩阵不同计算方法的GMRES计算效率,同时对比研究了雅可比矩阵完全近似求解下GMRES和LU-SGS(Lower Upper-Symmetric Gauss-Seidel)的计算效率。结果表明,建立的基于右端项残值雅可比矩阵精确求解的GMRES方法能够大幅提高不同精度DG方法的CFL(CourantFriedrichs-Lewy)数,相比前面提到的其它方法具有更高的计算效率,其收敛速度实现量级以上的提高。     

旋翼螺旋桨巡航及悬停状态气动特性研究

为了提高旋翼螺旋桨的综合气动性能,本文基于叶素-动量组合理论,并耦合了计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）方法,设计了一款旋翼螺旋桨,进行了螺旋桨巡航及悬停状态的气动特性计算及流场仿真,计算结果与风洞试验数据进行了对比分析。研究结果表明,在进行网格无关性研究基础上,数值计算与风洞试验的误差较小,设计点平均计算误差为3.0%左右,所采用的CFD计算方法具有较高准确性和可信度。设计的旋翼螺旋桨巡航效率高于80%,悬停效率高于70%,具备了较好的巡航及悬停的综合气动性能。