导弹地效区飞行空气动力和飞行力学特性研究

采用CFD和风洞试验技术,研究了导弹地效区飞行的空气动力和飞行力学相关特性。研究结果表明,导弹地效区飞行,由于受到地面效应的作用,其空气动力和飞行力学特性同常规自由空间飞行相比,发生了较大变化,常规导弹气动布局很难实现地效区飞行。由于地效区飞行运动响应十分复杂,加之飞行高度很低,这使现有飞行控制技术难以适应。这要求在气动布局设计中,必须将气动力、飞行力学和控制响应一体化考虑,气动布局技术是协调解决运动响应和动力学耦合的核心。     

径向简谐激励下航空发动机机匣的振动分析

根据航空发动机机匣薄壁结构的几何特征,将机匣简化为一端简支一端固支的圆柱壳结构,建立了系统的动力学方程,并采用多尺度法对动力学方程进行了求解,进而研究了径向简谐激励下机匣动力学方程的零解及非零解的稳定性,并讨论了系统单模态运动发展到复合模态运动以及能量在模态之间的转移过程,最后采用数值方法研究了径向简谐激励下机匣的振动特性.结果表明:随着径向简谐激励的增加,系统表现为周期运动、倍周期运动及混沌运动交替出现.      

低速轴流压气机转子叶片三维优化的数值研究

为了深入认识低速大尺度轴流压气机端壁区的流动,减小流动损失,提高其气动性能,采用数值模拟和优化相结合的手段,针对用于低速模拟的某低速大尺度轴流压气机原型转子的三维积叠线进行了优化,提高了其设计工况下的气动性能.结果表明:优化转子轮毂附近无法承受过大的负荷;相比于原型转子,优化转子主要的性能提升位于轮毂附近,一定程度的正弯有效减小了轮毂区的流动损失,具有“前加载”的效果,抑制了叶根尾缘的流动分离,转子总压损失减小约19.4%.      

高超声速飞行的若干气动问题

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发展相关的理论分析与数值模拟技术,进一步提升地面风洞试验的技术水平,并强调了开展相关气动飞行试验的重要性。     

压气机风扇叶片颤振预测和抑制的工程研究

通过能量法对某压气机风扇试验件叶片原型方案进行气弹稳定性预测,计算出该方案的颤振边界点.对其中气弹不稳定叶片的几何造型进行修改以提高气弹稳定性.通过原型和改型方案的叶片几何造型、气动性能、振动特性以及气弹稳定性的对比,从气动角度分析了压气机风扇叶片颤振的机理.获得了工程上抑制压气机风扇叶片颤振的有效手段,如增大叶片弦长、降低展弦比,增大叶片厚度、增强叶片刚性,减小攻角、改善流动状况.      

某三级低压风扇不同工况叶尖间隙的变化规律及气动影响

通过模型分析结合数值模拟,对某三级低压风扇不同工况叶尖间隙变化规律及其对风扇气动性能的影响展开研究.根据叶尖间隙预估模型计算发现,三级低压风扇叶尖间隙变化具有主要与转速相关,同一转速下从堵塞点到近失速点叶尖间隙的变化并不大的特点.针对这一特征,提出了评估叶尖间隙变化对稳定裕度影响的方案.通过对使用冷态装配间隙和模型预估运行间隙分别进行全工况特性线数值仿真,结果发现:转速越大,叶尖间隙变化导致的影响也增大.在该三级低压风扇100%设计转速,叶尖间隙变化会带来0.5%进口流量、0.5%最大绝热效率以及5%稳定裕度的差异.      

支线飞机的非常规/常规融合布局研究

为了在支线飞机设计中利用非常规布局的优势提高其性能,同时避免其所带来的问题,提出基于飞翼的非常规/常规融合布局。首先介绍运输类飞机非常规气动布局飞翼的突出优势和面临的问题,然后提出非常规/常规融合布局,最后通过设计方案的逐步迭代改进和优化,得到气动性能优于新一代支线飞机的非常规/常规融合外形布局方案,其中巡航升阻比提高了约7.5%、阻力发散马赫数提高了约2.5%、巡航效率因子提高了约7.5%,同时确保了飞机具有良好的机场适应性。基于飞翼的非常规/常规融合布局方案具有进一步提升性能的潜力,同时避免飞翼的其他一些不利方面,为未来非常规布局运输飞机的研究奠定一定的基础。     

单轨火箭橇阻力板刹车技术研究

简要介绍了火箭橇刹车技术, 着重阐述阻力板刹车技术原理, 阻力板设 计、优化方法,并以某型试验为例,对阻力板在多级单轨火箭橇试验中的应用方法以及 阻力板设计,气动仿真结果进行详细分析和研究。该研究首先通过气动仿真分析对已完 成试验的火箭橇进行气动分析计算,通过对比试验结果验证分析计算的正确性;再通过 相同的方法对某型设计有阻力板的火箭橇进行分析计算,计算出此火箭橇气动阻力。分 析显示,本研究有效提高了火箭橇无损回收的可靠性。     

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析.结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性.来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大.CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2％.     

旋翼气动力数值模拟准确度影响因素计算

针对旋翼气动力CFD计算时的一些常见影响因素的选择问题,进行了数值计算讨论.计算求解器选择自研代码,该代码采用基于共享内存(OMP)的并行化方法,在嵌套网格系统下求解Navier-Stokes方程,空间方向上使用2阶迎风格式,时间方向采用双时间方法.讨论的问题包括背景网格数目对悬停桨尖涡捕捉、对前飞状态激波捕捉和气动力的影响,远场动量理论修正作用对计算结果影响等.对于讨论的不同网格数目情况下,计算的悬停状态旋翼拉力差异在6%左右,扭矩差异2.6%左右,旋翼前飞阻力和扭矩最大差异为2.58%和3.28%.是否采用动量修正旋翼拉力相差3%~5%.通过计算,给出了针对以上因素计算结果差异的范围,可以为旋翼气动力计算工作提供一定的参考.