波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律.结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高.但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34％,热混合效率减小了11％.适当的尾缘切角修形可以增大推力系数.     

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。     

导弹速度时变的攻击时间与攻击角度控制导引律

针对导弹速度非定常情况下的协同制导问题,提出了两种分别满足攻击时间约束、攻击时间与攻击角度约束的导引律.首先通过求解导弹在比例导引(PN)及带攻击角度约束的偏置比例导引(BPNIAC)下的系统微分方程,得到导弹飞行的实际剩余航程,并根据指定的攻击时间与导弹的实际速度曲线构造标称剩余航程,将攻击时间控制问题转化为导弹实际剩余航程对标称剩余航程的跟踪问题.然后,在PN及BPNIAC的基础上附加反馈控制项使导弹实际的剩余航程跟踪标称值,从而实现导弹速度时变情况下攻击时间的控制要求.仿真结果验证了该方法的有效性,实际应用中可根据预测速度曲线及在线更新策略对标称剩余航程进行估算.     

吸附式风扇叶栅流场数值模拟

针对某型高性能风扇第2级转子叶片,采用NUMECA商业软件数值模拟的方法,分析了在叶片吸力面距前缘50％和75％弦长处采用吸气技术前后叶栅总压系数、气流转折角和静压升等方面的变化情况.结果表明:在相同攻角相同Ma下,叶栅总压损失随吸气量的增加逐渐降低;叶栅气流转折角随吸气量的增加逐渐交大;叶栅静压升随吸气量的增加逐渐提高;在6°攻角下,在不同Ma下进行吸气,叶栅总压损失都有所降低.     

带落角和末端攻角约束的最优末制导律

针对现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,在综合考虑带落角和末端攻角约束的条件下,用二次型最优控制推导出一种新的最优末制导律。仿真结果表明,该末制导律既能够满足高精度制导的要求,同时也能够满足对落角和末端攻角的控制要求。     

空气助力改善液滴雾化质量的研究

对一种新型的内混式空气雾化喷嘴进行了测量和研究,其目的是探索新型内混式喷嘴在添加空气助力下增强混合改善雾化质量的应用性能。试验采用4组不同几何结构参数的内混式空气雾化扇形喷嘴,通过马尔文激光粒度分析仪测量不同气压、不同水流量等工况参数下雾化液滴索特平均直径（SMD）D32和喷雾锥角等雾化性能参数,并对试验结果作对比分析。结果表明,水流量为定值时,SMD随着气压的增加明显减小,在0．8MPa到达极小值后趋于稳定,喷雾锥角随气压的增大先变大后减小;气压为定值时,SMD随着水流量的减小逐渐减小,喷雾锥角随着水流量的增加逐渐增大;比较不同几何结构参数,#1-2内混式空气雾化扇形喷嘴在4组喷嘴中具有最好的雾化效果,当气压为0．8MPa,水流量为20L／h时,SMD极小值为16μm。     

平流层飞艇大迎角气动特性分析

为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性,基于N-S方程及k-ωSST湍流模型,对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行数值模拟分析.结果表明：平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机具有较大的区别,飞艇的失速迎角较大（45°左右）;俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势,小迎角范围内其静不稳定,迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速.研究结果对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义.     

直升机旋翼桨叶载荷标定新方法研究

直升机飞行时桨叶会产生挥舞、摆振和扭转等复杂运动,受到这三种复合载荷的作用,必须辨识、解耦和提取载荷测量信号.为了消除挥舞对摆振的影响,提供一种新的方法以确定桨叶实际预扭角,消除挥舞对摆振的耦合,弥补了以往方法的不足,从而得到了更为真实的载荷数据.     

二次气射流角对涡轮叶问燃烧室的影响研究

为研究二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响,设计了3种带有不同二次气射流角的涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizablek-8湍流模型、PDF燃烧模型、D0辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动和燃烧进行数值模拟。结果表明：涡轮叶间燃烧室具有高效率（99.2％）的特点,增大二次气射流角可使切向动量分量增加、油滴蒸发变慢、出口温度场分布不均匀、总压损失增加。     

孔阵排列和偏转角对多斜孔壁火焰筒冷却效果的影响研究

为了研究火焰筒上孔阵排列和偏转角对多斜孔壁冷却效果的影响规律,将多斜孔壁冷却结构应用到航空发动机的燃烧室火焰筒壁上,通过数值模拟研究了不同孔阵排列和不同偏转角的共6种多斜孔结构对火焰筒壁的冷却效果,包括有效温比和对流换热系数的比较。结果表明:在燃烧室上,孔阵排列对多斜孔壁冷却效果的影响与平板模型的规律一致,叉排孔阵排列优于顺排孔阵排列,孔排周向位移找到了冷却效果较好时的孔排周向位移值;在火焰筒前端,偏转角的选取应考虑到旋流器对流场的影响,而在火焰筒后端,偏转角为0°的冷却效果较好。 