飞机机翼结构质量分配方法研究

提出了一种机翼结构质量分配方法 ,能根据飞机总体设计参数 ,把机翼结构质量分配到承弯结构、承剪结构、分布气动载荷所需结构、起落架安装影响结构、外挂物安装影响结构、油箱安装影响结构、前缘结构、后缘结构、襟翼结构、副翼结构、机翼机身接头及其他杂项元件结构 ,共分为 12个功能结构部分。首先建立了飞机总体设计阶段机翼结构质量分配的分析模型 ;然后根据现有飞机机翼的质量和飞机总体几何参数 ,用参数优化方法确定了该分析模型中的结构修正系数 ;从而得到一个机翼结构质量分配模型。用 8架飞机的机翼所完成的算例证明了该方法的有效性和合理性。     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

移动质量作用下膨胀波发射装置的振动响应分析

为研究膨胀波发射装置的振动响应, 根据膨胀波发射装置的发射机理及结构特点, 将弹丸及惯性炮尾视为移动质量, 考虑两者刚性运动与发射身管弹性振动间的耦合作用, 联立膨胀波发射装置内弹道方程, 建立了计及弹丸及惯性炮尾实际运动规律的动力学方程.通过离散求解, 给出了膨胀波发射装置发射过程中身管的振动响应及炮口位置处的运动学效应, 为提高弹丸射击精度及与机身的一体设计提供了必要的理论参考.      

带挤压油膜阻尼器双盘转子的参数变化对系统响应的影响

研究了涡轴发动机模拟低压转子的动力学响应随系统参数的变化.首先基于涡轴发动机模拟低压转子,建立了弹性支承-两端带挤压油膜阻尼器的双盘转子动力学模型,推导了其运动微分方程.对于这个12维的动力学方程组,采用数值方法进行了求解.研究了转速、两盘偏心及其相位角、两盘质量比等对系统响应的影响.由计算结果可以看出,中间盘和外伸盘的相位差为π时,两个盘的振动响应都达到最小,而当两个盘的偏心相位相同时,其振动响应最大.中间盘的质量越大,两个盘的响应会越大;而当中间盘比外伸盘质量小很多时,系统的振动响应会降低.      

增升减阻流动控制技术的数值模拟研究

针对微型涡流发生器、实体鼓包这两种被动流动控制技术和零净质量射流这种主动流动控制技术进行了数值模拟。研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼增升减阻的影响规律,高度合适的微型涡流发生器对机翼上表面的流动分离控制起着有利作用;微型涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。研究了实体鼓包的高度对超临界翼型减少激波阻力和增加升阻比的影响规律,在激波的波脚位置有效地使用实体鼓包,可以减小激波阻力;在中高升力系数情况下,使用实体鼓包可提高升阻比。还研究了零净质量射流的速度幅值和射流频率对翼型增加升力的影响规律,随着射流速度幅值的增加,翼型的平均升力系数和阻力系数都要增加;射流频率对升力的影响呈非线性。     

空气系统引气腔流动换热特性研究

航空发动机空气系统引气腔是典型的径向进气轴向出流的旋转盘腔,研究引气腔内流动换热特性,尤其是离心力和哥氏力综合作用下的流动换热规律,对提高空气系统引气品质,优化空气系统设计有重要意义。研究发现：旋转雷诺数和流量系数是引气腔流场的主要影响因素,流体切向速度随旋转雷诺数的增加而增加,随流量系数的增加而减少,并沿半径的减小而...     

喉部不对称对微喷管性能影响

以FLUENT 6.1软件为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩Navier-Stokes(N-S)方程,模拟了微喷管内超声速流体流动,分析了喷管喉部结构不对称对喷管内部的流场和喷管性能的影响.这种喉部结构不对称是由于喉部上下顶点在x方向偏离一定距离所造成的.数值计算结果表明,喷管喉部在流体流动方向的不对称,将导致喷管内部流体流场不平衡性,使得流量增大,喷管出口的x方向推力增加,y方向产生了多余的推力.      

某型飞机发动机短舱热气防冰系统性能数值模拟

使用三维内外强固传热耦合方法计算校核发动机短舱热气防冰系统的性能,并分析发动机进气流量对蒙皮表面温度的影响.内、外部表面传热系数计算均采用纯三维的CFD方法,在内、外部网格数据交互时使用了距离加权反比插值法.通过计算获得发动机短舱的局部水收集系数、蒙皮表面温度的分布情况、各处溢流水量,并由此判定此防冰系统性能是否达到要求.分析表明此发动机短舱热气防冰系统符合防冰性能要求;当发动机进气流量增大时,蒙皮表面温度下降,且溢流水量增加.     

航空发动机转子系统动力学模型的可逆化简化方法

针对航空发动机高压转子系统动力学模型,给出了一种模型可逆化简化的方法.首先采用有限元法建立了较为精确的动力学模型,然后基于质心集中方法对该模型进行了不同程度的简化,分别得到了单跨双盘模型和单盘模型,并将其与原始模型进行了临界转速的对比.这是一种从结构特点将实际多盘转子简化成单盘转子的方法,它使得在考虑到支承等非线性因素后利用低维非线性动力学理论进行分析和参数优化成为可能.另一方面,研究了模型简化方法的可逆性,即基于质心位置及总质量最优的原则,由单跨双盘模型的圆盘结构参数反推了多级圆盘的等效内外半径、厚度、位置等参数,构建了新的工程结构模型,对比该模型和原始模型的前3阶临界转速,误差均在3%之内.这种由简化模型参数反推多级圆盘的方法,为由非线性动力学理论优化分析所得到的简化模型优化结构参数反推设计多级圆盘工程结构参数奠定了基础.      

突肩叶尖尾缘开槽对间隙流动换热特性的影响

通过数值计算对带有尾缘开槽结构的突肩叶尖间隙流场结构、泄漏流量、泄漏损失、表面传热系数进行了对比研究.研究结果显示:相比全突肩叶尖,吸力侧尾缘开槽突肩叶尖可以改变开槽附近泄漏流的流动路径,有效抑制其与主流的掺混.压力侧尾缘开槽和吸力侧尾缘开槽均会增加间隙泄漏流量.压力侧尾缘开槽突肩叶尖会增加间隙泄漏损失,开槽长度越大损失越大.研究范围内的吸力侧尾缘开槽均会减小间隙泄漏损失,但存在最佳开槽长度.压力侧和吸力侧尾缘开槽均会轻微地增加叶尖表面传热系数.