直升机发动机舱通风、遮挡和隔热对红外辐射特性的影响

为了降低直升机发动机舱蒙皮的温度,减弱直升机红外辐射能量,采用数值仿真的方法研究其处于悬停状态、考虑了旋翼下洗作用的发动机舱蒙皮温度场和直升机红外辐射特性.针对基准发动机舱结构提出了在舱内加设辐射遮挡套、增开通风百叶窗、排气管尾缘修型和蒙皮内侧敷设隔热层等改进方案,研究了上述改进方案对直升机发动机舱蒙皮温度场和红外辐射特性的影响,得到了如下结论:①在发动机舱内加设辐射遮挡套后,整机侧向探测方位角内3~5μm红外辐射强度出现了约25%的增幅,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.②在发动机舱顶部增开通风百叶窗,直升机3~5μm红外辐射低于原始结构约12%,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.③在发动机舱顶部增开通风百叶窗的基础上,对排气管尾缘采取延伸遮挡以及在发动机舱蒙皮内侧敷设隔热层,整机3~5μm波段红外辐射的最大值下降约70%,8~14μm波段红外辐射的最大值下降约10%.      

基于动叶出口轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理及其验证

当动叶转角增加以进一步提升亚声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了基于轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理.分析了在该气动设计原理指导下,各气动参数间的相互影响,设计了一个验证级.三维黏性数值模拟结果表明:在叶尖切线速度为213m/s的前提下,实现了级压比为1.5,效率为92.5%的压气机级设计.      

叶尖间隙对跨声速轴流压气机近失速的影响

以跨声速轴流压气机rotor 37为研究对象,利用数值仿真计算方法,采用高密度网格对跨声速轴流压气机设计间隙、1/2设计间隙、1/4设计间隙、2倍设计间隙以及零间隙下近失速状况进行计算.计算结果显示:由设计间隙减小到1/2设计间隙时,跨声速轴流压气机压升和绝热效率损失不大,跨声速轴流压气机失速裕度却提高了4%.在此基础上,引入失速分类方法以及涡动力学理论,对流场进行细节分析.提出适当改变间隙可以有效地拓宽跨声速轴流压气机稳定工作范围,但是间隙改变对泄漏涡破碎以及边界层分离有着重要的影响,甚至诱导不同的失速形式,为跨声速轴流压气机间隙设计提供参考,并且从气动角度探讨在跨声速轴流压气机中应用间隙控制技术的条件.     

非定常运动下的激波/边界层干扰分离特性研究

采用高精度数值方法求解非定常雷诺平均N-S方程和单自由度强迫俯仰运动方程,研究二维压缩拐角模型在等速抬头/低头和周期性俯仰振动等运动方式下的非定常激波/边界层干扰问题,考察角速度、振幅和频率等参数对分离区非定常变化规律的影响。结果表明,压缩拐角等速抬头运动时分离区减小、等速低头运动时分离区增大,周期性俯仰振动时分离点、再附点以及分离区大小的变化都与模型振动频率相同。与相同来流条件下定姿态计算对比分析表明,压缩拐角壁面运动产生的非定常迟滞作用使分离区大小变化减慢,俯仰振动振幅对分离区大小变化影响较大、而对变化的相位影响较小,而振动频率的改变对分离区大小变化的相位影响很大、对分离区大小影响较小。     

飞机复合材料表面导电层的雷击仿真研究

复合材料在飞机上的应用越来越广泛,与金属相比复合材料导电性较差,因此处于雷击区域的复合材料部件表面要设计导电防护层以承受雷击时的瞬间放电,避免复合材料部件的烧蚀损伤。本研究利用数值仿真的方法建立了数学模型,计算了复合材料表面导电层通过雷击电流脉冲后的电场和温度场分布,并对该导电层的雷击防护能力及可靠性进行了评价。模拟结果表明,厚度为0.20 mm的铝导电层最适宜做飞机表面的雷击防护层。     

航空发动机加力燃油总管的数值计算分析

采用商业软件对航空发动机加力燃油总管进行了数值计算,研究了喷油孔的附面层与质量流量的关系,同时分别对喷油孔允许的最大和最小值进行数值模拟,就其流量值与设计值进行了对比。结果表明:喷油孔的加工质量对加力燃油总管流量的影响很大,喷油孔必须按照公差等级Ⅰ的规定进行加工,以保证其质量流量满足设计要求;对于小孔径结构的数值计算,只有充分考虑附面层的因素,才能提高数值计算的准确性。     

基于SA和SSTγ-■模型对边界层转捩预测的比较

利用作者共同研发的In-house代码TRANS3D平台,在SA和SST两种常用湍流模型框架下构建了γ-■转捩模型,并以二维低速S809层流翼型和三维小后掠跨音速F5层流机翼为对象,比较了两种不同湍流模型构架下γ-■转捩模型预测的气动力特性和流场分布。结果表明:两种转捩模型均能预测航空转捩计算中常见的分离流转捩和自然转捩类型,明显改善了中低雷诺数流场下的预测精度,但由于选取基准湍流模型的不同,基于SA和SST的γ-■转捩模型在流动细节上依然存在着一些差异。     

一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性

对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移.      

组合抽吸对跨音速压气机稳定性影响分析

为研究组合抽吸对跨音速压气机稳定性的作用,以NAsARotor35为研究对象,应用数值模拟手段深入分析了不同抽吸方案对该压气机稳定性以及流场结构的影响效应,数值计算采用商业软件NUMECA结合S-A模型,求解定常NS方程组。研究结果表明：叶表和端壁组合抽吸不仅对压气机的压比和效率性能有较大的提升,同时对压气机内部的流动失稳机制有抑制作用,是一种可行的流动失稳控制策略;叶表抽吸缝主要是吸除叶片吸力面附面层内的低能高熵流体提高压气机的效率,端壁抽吸主要是吸除叶顶内低能高熵流体,改善叶顶复杂流动结构,进而扩大压气机稳定工作范围。     

航空发动机进口空气流量测量方案分析

发动机试验时,通常采用在进气道出口和发动机进口之间加装测量耙的方式,来测量截面的总静压参数,进而获得发动机进口空气流量。考虑到附面层影响,采用新型附面层压力组合测量耙进行测量。同时,对获取截面流场压力的不同测量方案进行了分析,并结合试验数据,分析了不同测量方案产生的误差。结果表明:采用压力组合测量耙能较为准确地获得发动机进口空气流量,并且采用压差传感器获取截面流场压力,能显著减小发动机进口空气流量和附面层的测量误差。