蜂窝式轴心通风器油气分离性能计算

为对航空发动机蜂窝式轴心通风器油气分离效率进行研究,建立考虑油气双向耦合的流场计算方法及油滴/壁面相互作用模型,在验证通风阻力及油气分离效率可靠性的基础上,对不同转速、通风流量和环境温度下蜂窝式轴心通风器的油气分离效果进行计算和分析.结果表明:转速的增加会使油气分离效率得到提升,而通风流量和环境温度的增加则导致油气分离效率的降低.蜂窝孔结构的加入对通风阻力影响不大,却对通风器的滑油分离过程起主要作用,计算表明其对滑油分离贡献率在80%以上.      

膨胀效应对激波/湍流边界层干扰的影响

采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。     

Optimization and verification of free flight separation similarity law in high-speed wind tunnel

Based on the similarity of separation time, a similarity law optimization method for high-speed weapon delivery test is derived. The typical separation state under wind load is simulated by the numerical method. The real separation data of aircraft, separation data of previous test methods, separation data of ideal wind tunnel test of previous methods, and simulation data of the proposed optimization method are obtained. A comparison of the data shows that the method proposed can improve the performance of tracking. Similarity law optimization starts with the development of motion equations and dynamic equations in the windless state to address the problems of mismatching between vertical and horizontal displacement, and to address the problems of separation trajectory distortion caused by insufficient gravity acceleration of the scaling model of existing light model. The ejection velocity of the model is taken as a factor/vector, and is adjusted reasonably to compensate the linear displacement insufficiency caused by the insufficient vertical acceleration of the light model method, so as to ensure the matching of the vertical and horizontal displacement of the projectile, and to improve the consistency between the test results of high-speed projection and the actual separation trajectory. The optimized similarity law is applicable to many existing free-throwing modes of high-speed wind tunnels. The optimized similarity law is not affected by the ejection velocity and hanging mode of the projectile. The optimized similarity law is suitable not only for the launching of the buried ammunition compartment and external stores, but also for the test design of projectile launching and gravity separation.     

双脉冲固体火箭发动机隔舱打开与破片运动过程模拟

相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱动函数,模拟燃气流对破片的连续作用力,计算得到了在不同时刻破片的空间分布规律、撞击点位置及发动机内部损伤情况,保证了破片运动过程的高保真还原。其次,为了验证仿真结果的准确性,进行了模拟二脉冲初始工况的热流试验,发现破片撞击位置及损伤程度的仿真结果与试验数据一致性较高,其中撞击位置的预示误差小于9%,试验结果充分验证了有限元模型的准确性。由此,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机金属隔舱破片运动过程的分析模型,实现了破片撞击位置及损伤程度的高精度预示。     

基于气压高度辅助的机载自主完好性监测算法

卫星接收机自主完好性监测是指根据用户接收机的多余观测值监测用户定位结果的完好性,其目的是在导航过程中检测出发生故障的卫星,并保障导航定位精度。针对卫星接收机自主完好性监测算法可用性不足的问题,结合机载实际导航系统配置,提出了一种基于气压高度表辅助的机载自主完好性监测算法。综合利用卫星导航系统及气压高度表观测信息,建立联合系统的观测模型,推导了基于多解分离的完好性监测及保护级别计算方法。仿真结果表明,相比于传统的接收机自主完好性监测算法,该算法在可见星为5颗时仍能识别故障卫星。该算法具有更好的故障检测能力及可用性,能有效提高卫星导航系统的完好性监测性能,从而保证卫星导航系统的精度和可靠性。     

外挂物投放问题的二维非结构动态网格技术研究

以动态网格守恒型方程为控制方程,在二维非结构网格基础上发展了弹簧式光顺法和局部网格重构法两种动态网格变形技术。结合运动轨迹计算方程,将动态网格法应用于飞机外挂物投放问题中,成功模拟了导弹自由投放的整个过程,获得了详细的包括弹体运动速度、运动轨迹和受力情况等在内的丰富的流场信息。成功的应用不仅验证了动态网格法的可行性;而且也表明,动态网格法的进一步完善与发展将成为解决外挂物投放问题的有力工具。     

飞机发动机混沌振动信号盲分离检测方法

发动机混沌振动信号携带着丰富的状态信息,依据混沌振动信号进行状态监测及故障诊断是一种很有前途的技术手段,但由于混沌信号具有伪随机特性及在低频段具有宽频谱等特点,使得传统的方法很难将其从振动信号中分离。在提取混沌振动信号方面,使用快速独立分量分析（Fast ICA）盲分离方法分离出飞机发动机振动信号中的混沌信号。利用功率谱和Lyapunov指数（LE）方法进行了判定,根据计算结果对发动机状态做出判断,验证了盲分离方法分离混沌振动信号的有效。盲分离检测混沌振动信号的方法不仅使依据混沌信号判断飞机发动机状态成为可能,也为利用混沌信号进行状态预测和控制提供了一种方法。     

等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验

进行了等离子体气动激励抑制低速压气机叶栅角区流动分离的数值仿真研究,并进行了实验验证.小攻角情况下,叶片吸力面角区流动分离导致显著的尾迹总压损失.来流速度为50 m/s(雷诺数为223 000)时,等离子体气动激励可以有效的抑制角区流动分离,降低总压损失.激励电压、频率分别为10 kV和22 kHz时,50%叶高处的尾迹压力分布基本不变,60%和70%叶高处的最大总压损失分别减小了13.83%和10.74%.增加激励电极组数或激励电压,可以增强抑制效果.      

基于Tcl/tk语言的外挂投放并行数值模拟流程集成方案

用Tcl/Tk脚本语言将非结构网格自动生成,欧拉方程并行求解和六自由度运动方程求解等环节集成为一个完整的外挂投放模拟系统,并针对AEDC弹翼分离算例,模拟并预测了外挂投放的流场和导弹投放后的弹道轨迹。数值试验结果证明了此集成方案的可行性。     

端壁抽吸位置对压气机叶栅角区分离控制的影响

以某高负荷压气机叶栅为研究对象,应用数值模拟方法探索了叶栅端壁不同抽吸位置对角区流动结构、通道漩涡发展过程以及叶栅性能的影响规律,寻求控制角区分离的可行方法。研究结果表明:在叶栅前缘上游5%C(弦长)位置实施抽吸,延缓了通道涡的形成,但导致叶栅来流攻角发生改变,在角区形成角区分离涡,并且该漩涡与通道涡相互促进,进一步恶化叶栅流场,导致叶栅落后角增大,损失增加;在叶栅通道激波后25%C端壁抽吸,吸除了上游端壁积累的高熵低能气流,制约了通道涡的迅速发展,改善了叶栅通道的流场结构,降低了流动损失,但并未对上游流场产生较大影响,是一种可行的方案。然而25%C处抽吸后,未能完全消除分离,在端部与叶栅通道主流之间存在较高损失区域。