超临界碳氢燃料的射流特性研究

针对未来先进航空发动机的超临界燃油喷射混合问题,采用纹影法对超临界正十烷(n-decane)/正戊烷(n-pent ane)混合物在静止环境中的射流激波结构进行试验,同时采用理论分析的方法研究了射流的相变途径和流量特性。纹影照片显示,在试验工况下射流在喷口附近呈现出马赫波等激波结构,燃料的压力是激波结构的主要影响因素。理论分析表明:在混合物的临界点附近,燃料压力较高时更有可能导致相变。由于物性的不同,大分子与小分子碳氢燃料的相变途径存在一定的差异,小分子燃料在喷射过程中更容易发生冷凝。采用1维等熵计算方法可以较精确地计算高温高压碳氢燃料的流量。     

基于OpenFOAM的三维H2/Air连续旋转爆轰流场数值模拟

为进一步研究旋转爆轰流场特征,基于开源计算流体动力学软件OpenFOAM,采用9组分19步的基元化学反应模型,对H2/Air连续旋转爆轰流场进行了三维数值模拟,得到了旋转爆轰波稳定传播时燃烧室内部流场的详细结构,研究了燃烧室头部激波的传播特性,分析了旋转爆轰燃烧室的压力增益性能。结果表明:旋转爆轰波后的第一道反射激波在由燃烧室外壁面向内壁面传播过程中反射激波的高度增加并在靠近内壁面附近与滑移线交汇形成局部高温高压区域;旋转爆轰波在外壁面位置处相位约落后于内壁面0.003rad～0.15rad,其相位差随燃烧室曲率差的增加而增大;燃烧室头部反射激波数目受到曲率差和进气总压的影响,燃烧室曲率差增大,反射激波数目减少,进气总压增大,反射激波数目增多;燃烧室压力增益保持在0.3以上,在进气总压一定的条件下,压力增益随着燃烧室曲率差的增大有增加的趋势。研究结果揭示了三维旋转爆轰流场的精细结构和燃烧室头部激波的传播规律。     

真实气体效应下高马赫数内转进气道特性研究

为初步研究高马赫数内转进气道在真实气体效应下的工作特性,首先设计额定工作状态Ma=12的高超声速内转进气道,再结合不同气体模型对其进行数值模拟。研究结果表明:化学非平衡气体在流场结构、工作性能和气动加热方面与热完全气体较为相近,与热化学非平衡气体存在一定差别。离解反应发生在边界层内和低速涡流区内,热化学非平衡气体的离解反应程度比化学非平衡气体大。在隔离段内激波反射处,相比完全气体,化学反应气体的静温降低了2000～2500K。高热流区在上壁面喉道位置与下壁面激波反射点位置附近,温度较高的等温壁面、热化学非平衡气体均可降低壁面热流密度,不同壁面条件对隔离段出口性能参数影响较为明显。真实气体效应、壁面温度对隔离段涡流区的影响较为复杂,有待进一步研究。     

基于Archard模型的刷式密封单边磨损特性

为揭示刷式密封磨损规律,针对其结构特点构建了刷丝磨损量关于时间的一阶线性非齐次微分方程,求解得到刷丝磨损量、磨损率计算的数学模型。在此基础上数值研究了结构和工况参数对磨损量和磨损率的影响规律,并分析了结构参数对刷式密封磨损特性影响的灵敏度。结果显示:采用文中磨损计算结果进行的刷式密封考虑磨损效应的泄漏量计算结果与试验最大误差是778%,证明了计算模型的合理性。最终磨损量随刷丝直径、角度的增加而增大,刷丝高度、刷环内径对其没有影响。磨损率系数随刷丝直径、刷环内径的增加而增大,随刷丝高度、刷丝角度的增加而减小。结构参数对磨损总量影响的灵敏度由大到小依次为刷丝直径、刷丝角度、刷丝高度和刷环内径。     

一种两管径式脉动热管的流动与传热特性

为提高脉动热管的传热特性,提出了一种两管径式脉动热管结构,并基于质量、动量和能量守恒方程发展了适用的物理和数学模型。这种两管径式脉动热管对蒸发段和冷凝段取不同管径,两者的比值定义为直径比,应用上述理论模型分析了直径比对脉动热管运动规律和传热特性的影响。结果显示:采用两管径结构,可以有效提升脉动热管的自激振荡机制,特别是直径比小于1时的情况。而从传热特性而言,相比于传统等管径式脉动热管(直径比等于1),采用直径比小于1的结构可以使脉动热管的热阻明显减小,采用直径比大于1的结构却反而使传热特性下降。     

采用TRIP3.0模拟CHN-T1模型气动特性

采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究;采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析,研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果;支撑装置对力矩特性影响较大;机翼静弹性变形对气动特性影响较小;雷诺数效应对气动力特性影响较大。     

地面粗糙度对下击暴流风剖面特征影响

地面粗糙度是大气边界层中反映下垫面形态的重要指标,也是影响近地风场特征的重要因素。为研究地面粗糙度对下击暴流风剖面特性的影响,基于计算流体力学方法建立了下击暴流三维足尺模型,通过实验对数值模型进行了验证。通过调整粗糙元高度及分布密度来模拟自然界地面不同的粗糙类别,数值模拟了具有不同地面粗糙长度的下击暴流近地风场。结果表明:在距离风暴中心较近的位置(r≤1.0Djet),地面粗糙度对下击暴流风场的影响并不明显,各径向位置的最大风速值和最大风速所在高度都基本不受地面粗糙度影响;在下击暴流冲击地面后沿径向发展的过程中,经过粗糙的地面,产生能量耗散效应,地面粗糙度对于下击暴流风剖面特征的影响逐渐显著,不同地貌下的竖直风剖面产生较大差异;在近地面高度,地面粗糙度对下击暴流径向风剖面影响显著且影响范围大,沿径向发展的方向下击暴流的风速随着地面粗糙长度的增加而下降更迅速;随着距离地面高度增加,地面粗糙度对径向风剖面的影响主要体现在远离风暴中心的区域。尽管下击暴流形成后沿径向扩散过程存在强度自然衰减过程,但在距离风暴中心较远的径向位置,当遭遇强下击暴流时,下击暴流引起的近地面强风仍然具有很大的威胁和破坏性,因此地面粗糙度对下击暴流风剖面特性的影响不能忽略,需要在风剖面模型中考虑地面粗糙度的修正。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。     

可弯折翼尖在飞翼布局中操纵性能研究

采用经过验证的CFD计算方法,对可弯折翼尖在飞翼布局中的操纵性能进行研究。结果表明,可弯折翼尖是通过侧向力实现横航向操纵的,且进行横航向操纵时对升力、阻力和升阻比的影响都较小。在可弯折翼尖单侧作动时,偏航力矩、侧向力、滚转力矩三者之间存在强烈耦合;在可弯折翼尖两侧反向同步作动时,滚转力矩发生相互抵消,仅侧向力和偏航力矩二者之间存在较强的耦合。可弯折翼尖单侧作动和两侧反向同步作动可形成两种不同的横航向操纵机制。     

基于统计特征的航空发动机风扇外物撞击检测

为了检测识别航空发动机工作过程中的风扇外物撞击事件,采用非接触叶尖振动测量系统对风扇叶片叶尖振动位移进行实时采集与检测。通过风扇叶片非接触叶尖振动位移数据统计分析,发现叶尖振动位移服从正态分布,并采用Epps-Pulley假设检验证明。设计了基于统计特征的风扇叶片外物撞击叶尖振动位移检测算法,采用该方法获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移检测阈值。对风扇转子转速为3000r/min状态下,直径16mm、质量为2.9g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证。结果表明:基于统计特征的发动机风扇外物撞击检测方法,能够准确识别外物撞击风扇叶片事件及发生撞击的叶片编号。