转子叶顶间隙泄漏流轨迹前移的动力学机制

为了揭示压气机转子节流时其叶顶间隙流动的演变趋势及其形成机理,选取某亚声速轴流压气机转子为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其内部流场进行了全三维数值模拟.结果表明:随着压气机转子流量减少,主流轴向动量减小,而在叶顶间隙两侧压力梯度和二次泄漏流的共同作用下,叶顶间隙泄漏流的轴向动量却不断增大,导致叶顶间隙区域内泄漏流与主流的轴向动量比不断增大,从而推动叶顶间隙泄漏流与主流的交界面不断向上游移动,这意味着叶顶间隙泄漏流在叶顶通道内造成的流动阻塞区不断扩大,正是叶顶间隙泄漏流相对于主流的增强造成的叶顶流动阻塞区不断扩大最终导致了该压气机转子进入失速状态.     

叶栅安装角异常的非定常流场数值模拟

采用商用软件NUMECA对叶栅安装角异常进行二维流场定常和非定常数值模拟,并进行对比分析,得到了因叶栅安装角异常造成通道堵塞对该叶片以及相邻叶栅通道流场结构和非定常气动力的影响.结果表明:安装角异常角度大于0°时,主要对沿吸力面方向叶栅通道流场结构影响较大,随着安装角异常角度的增大,气流不断恶化,出现大面积的附面层分离,尾涡脱落主频率随着安装角异常角度的增大而减小,次频率随着安装角异常角度的增大而增大;并导致叶片非定常气动力相对脉动量迅速增大,这可能是导致叶片疲劳破坏的原因之一.     

惯导平台关键结构压力适应性仿真分析

为提高高精度惯导平台的环境适应性,需要平台壳体结构在压差较大的环境中保证较好的刚强度与稳定性,从而保证系统正常工作.本文首先依据实物模型建立了平台壳体关键件的有限元模型,较好的保证了结构的各类功能性结构特征;其次,仿真分析了结构在压差环境下的刚度强度特性;再次,对薄壁拱形结构稳定性进行仿真分析;最后,结合仿真数据,针对部分结构提出优化设计建议以进一步提高系统的压力适应性.     

翼面结构结点载荷转换分配方法的比较分析

在对飞机的翼面结构进行有限元分析时,如何将气动载荷有效地加载到有限元模型上至关重要。研究翼面结构中气动结点载荷向有限元结点载荷转换的三种分配方法:三点排、四点排、多点排,并使用这三种方法对翼面结构有限元模型进行分析计算。结果表明:三种方法均能满足总载荷相同、总压心相同,且满足载荷分配要求;多点排方法不仅能适用于极端条件下的载荷分配且算法实现简单、计算效率高、理论依据强,还能实现载荷加载点位置的自由选取,四点排、三点排依次次之。所得结论可为结构有限元计算的载荷前处理和拓扑优化中的载荷分配提供一定参考和借鉴。     

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。     

平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究

以美国高空哨兵50平流层飞艇作为背景样机,通过风洞实验研究了布局形式对该型飞艇纵向气动特性的影响。研究表明:与Y形尾翼相比,十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力;从俯仰静稳定性的角度而言,十字尾翼在大迎角下使得飞艇从纵向静不定变为纵向静定;但由于尾翼产生较大的附加阻力,因此需要采取一定的减阻措施。进一步采用微型涡流发生器对飞艇的后体及尾翼处的流动分离进行控制,研究其在不同迎角和侧滑角工况下的减阻效能,发现在α=8°、β=0°或β=-8°、α=0°工况下可以获得减阻效果,且MVG布置更密时,获得的减阻效果更好。     

水滴撞击特性的高效计算方法

针对拉格朗日方法计算水滴撞击特性效率低、通用性差等问题,发展了一种水滴撞击特性的高效计算方法。在求解绕流流场的基础上,结合逐级结构化管理的边界信息存储方式,采用目标扩散追踪方法对水滴所在网格单元进行快速计算,并插值得到该点处的流场信息,逐个求解水滴运动方程得到各水滴的运动轨迹,从而确定水滴撞击极限、收集系数等撞击特性参数。通过对NACA0012翼型、GA-W(1)两段翼型和某三段翼型的计算得到不同状态下的水滴撞击特性,计算结果表明,该方法与传统方法相比具有计算效率高、结果可靠、通用性好等优点。     

低速高温燃气流热模拟试验方法和设备

对比分析了两种气流状态参数和两种加热情况下典型前缘部件表面热流密度的相似性,论证了利用亚声速高温燃气流加热方式进行近地空间高超声速飞行工况气动热模拟试验的可行性.针对高超声速飞行器典型钝头锥结构提出“小喷口低速高温燃气流+石英灯”组合热试验方案.通过采用新型高效双腔蒸发管型燃气发生器、新型带保温夹层和耐高温陶瓷内衬的水冷不锈钢高温管道结构,同时引入电加热器预热及燃烧室两路供油方案,使所建低速高温燃气流热试验设备产生燃气流温度达到2100K,φ250mm喷口处平均径向温度分布梯度约3K/mm,具有线性温度控制功能且稳态控制温差约46K,满足24km、马赫数为6典型高超声速飞行器工况驻点区域高温/大热流密度气动热试验要求.      

不同叶尖间隙下的涡轮转子出口 三维流场测量

采用圆锥四孔高频压力探针测量了某涡轮不同叶尖间隙下转子出口的三维时均流场.结果表明转子出口参数均呈现明显的周期特性.叶尖间隙对转子出口流动品质有较大影响;间隙大时,泄漏流显著,对应的机匣二次流动较弱;间隙小时,机匣附近的二次流动较强.泄漏流区域的速度低,对应的相对总压小,损失大;泄漏流导致气流亏转,对应的静压高,膨胀程度小于主流,增大间隙,膨胀比变小,涡轮做功能力下降.      

基于ANSYS的整体叶盘结构优化设计

为保证整体叶盘结构在安全工作条件下质量最轻,基于ANSYS优化平台,建立了整体叶盘三维参数化模型及结构优化设计数学模型,完成了整体叶盘结构的优化设计.首先结合相关静强度设计准则及方法,在给定轮缘分布载荷条件下对轮盘子午面进行优化.然后建立整体叶盘三维模型,并对子午面优化中未考虑的轮缘关键尺寸如轮缘厚度、喉道倒角、叶根倒角进行三维局部优化.在三维优化中总结出了盘喉道和叶根最大等效应力与各优化参数之间的关系.分两步实施的整个轮盘优化过程仅需3~4h.