不同肋间距变截面回转通道内的流阻和换热特性

实验选取航空发动机涡轮叶片中段内部冷却通道为研究对象,对横肋变截面回转通道内不同肋间距的气流流动阻力和换热特性进行了实验研究。通道进口雷诺数在7000到60000范围内。实验结果表明,随着雷诺数的增加,不同节距比通道阻力系数降低;不同节距比对通道阻力系数和通道平均努塞数的影响呈多峰分布。      

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

翼型改型对提高地效翼飞机气动特性影响的数值模拟

利用XFO IL和FLUENT软件对NACA4412翼型(原型)及其多种改型的空气动力性能进行了数值模拟,分别对比计算了翼型在攻角为0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14°和16°情况下的升力系数、阻力系数和升阻比,以改善其翼型性能;并在地效场中离地间隙分别为0.05、0.1、0.2、0.4和1倍弦长,而攻角分别为0°、2°、4°、6°、8°和10°情况下对翼型原型及改型后的气动性能进行了数值分析。计算结果表明,在地效场中通常的工作攻角范围内,翼型改型比原型的升力系数大大提高,同时说明,具有更好性能的翼型同样也具有好的地效性能;因此,首先开发具有优良性能的翼型仍是提高地效翼飞机(或船)航空气动力性能的基础。     

厚蒙皮“T”形整体壁板强度设计

基于《飞机设计手册》中整体壁板的设计方法,在最佳设计面积比的情况下,可以得到较高的结构承载能力,但是蒙皮与长桁分离面的确定给实际设计工作造成很大障碍。本文针对这一问题开展了相关的研究工作,对蒙皮厚度在4～6 mm范围内的"T"形整体壁板,给定分离面位置,在结构质量一定的条件下以最大失稳载荷为设计目标,得到蒙皮与长桁的最佳设计面积比。以此面积比设计的厚蒙皮"T"形整体壁板其承受轴压载荷的能力最强。     

涡轮导叶压力面气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响

为了研究气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响,在涡轮导叶压力面布置了4排单排扩张型气膜孔(分别用PS1～PS4表示)并在跨声速风洞中进行了实验,通过气膜孔排下游的热电偶获得了气膜冷却效率和换热系数。叶栅进口雷诺数Re为3.0×105～9.0×105,PS1～PS4的吹风比BR为0.5～2.0,叶栅出口马赫数为0.8。实验结果表明:PS1位置的顺压梯度较大导致下游冷却效率随吹风比增大而升高,PS2下游小于30D (D为气膜孔直径)的区域最佳吹风比为BR=1.2,而大于30D的区域BR=2.0时气膜冷却效率最高。吹风比相同时,PS1由于孔的倾角较大导致其冷却效率低于PS2,而具有相同倾角的PS2,PS3,PS4冷却效率逐渐减小。除了PS2在BR=0.5时的工况,其它工况下冷气射流与主流的掺混导致PS1～PS4下游的换热系数比都大于1,PS2和PS3下游的换热系数比随吹风比增大而增大,PS1和PS4下游的换热系数比受吹风比影响较小。综合考虑气膜冷却效率和换热系数,在相同冷气量时PS2的冷却效果是最好的。     

壁温比对高速钝锥边界层转捩天地差异的影响研究

首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性,然后利用基于线性稳定性理论的e^N方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示,最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明,在低壁温比条件下,圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩,转捩形貌与飞行实验结果相似;在高壁温比条件下,圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩,转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

超燃冲压发动机燃烧室新型热结构的优化设计

为了探寻超燃冲压发动机工程设计的方法,解决超燃冲压发动机燃烧室严峻的热防护问题,设计了一种基于碳化硅陶瓷基复合材料的复合结构形式的主动冷却结构方案;建立了超燃冲压发动机燃烧室热结构设计模型和燃烧室惰性质量估算模型;基于遗传算法,以热结构各层厚度、槽宽、肋宽和肋高为待优化参数,进行了单目标和多目标优化设计。以燃烧室惰性质量最小为目标进行优化设计后,惰性质量减少了21.7%,得到最小惰性质量下的热结构尺寸;以惰性质量最小、冷却液流量系数最低为目标进行优化设计后,得到了Pareto最优前沿及对应的热结构尺寸。     

喷管模型试验器六分量天平校准技术

为了提高喷管内流试验台六分量测力天平的静态和动态校准的精度和准度,采用了理论计算与标模试验相结合的方法,开展了天平校准技术研究.对静校的原始数据进行1次项与3次项对比分析,得出了天平在安装、调试阶段的经验模型,重复性标模试验表明完善的数据处理方法可以极大地提高天平动校精度和准度,试验结果与四分量天平比较,证明了天平性能的可靠性以及以喷管落压比为基准修正测力系统附加力、附加力矩的正确性.该六分量天平校准方法可对其他多分量测力系统的校准提供参考.      

涡轮叶片前缘复合冷却实验

为研究涡轮叶片复合冷却传热特性,建立了涡轮叶片复合冷却实验测试平台,对叶片前缘区域进行了射流冲击+气膜冷却实验测试,详细研究了冷气吹风比M、前缘位置、主流雷诺数Re以及温度比T_g/T_c对冷却效率的影响规律。实验结果表明,冷却效率随吹风比的增大而增大,随T_g/T_c的增大而减小。本文实验条件下, 最佳吹风比约为1.0;越靠近前缘驻点,冷却效率越大;主流雷诺数对冷却效率的影响不大,但总体上仍表现出雷诺数越大,冷却效率越高。