局部凹槽对高超声速边界层中第二模态扰动演化的影响

采用直接数值模拟方法研究了局部矩形凹槽对来流马赫数为6.0的高超声速平板边界层中第二模态扰动演化的影响。引入了透射系数(定义为凹槽下游与上游扰动渐近幅值的比率)来量化凹槽的局部散射效应。数值结果表明:对于较浅的凹槽,频率较低的第二模态扰动被促进,而高频扰动的规律相反。对于大多数情况,凹槽深度的增加使得透射系数减小,这表明凹槽对扰动的促进作用减弱或抑制作用增强。当凹槽的深度超过某一临界值时,透射系数与凹槽深度的关系变为正相关,这表明了另一机制的出现。临界深度受扰动的频率影响:频率越低,临界深度越大。      

麻疯树油/RP-3航油混合燃料燃烧特性实验研究

为研究麻疯树油/RP-3航空煤油混合燃料的燃烧特性,在定容燃烧弹内完成了体积混合比分别为1:0,1:1和1:3,初始温度500K,初始压力0.1MPa,当量比为0.7～1.5混合燃料的实验。分析得到了混合燃料的火焰发展特性、火焰半径变化率、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度等燃料燃烧特性,并与RP-3航空煤油对比。得到以下结论:在当量比为0.7～1.2时,火焰传播稳定,火焰前锋面较光滑;在当量比增至1.3～1.5时,火焰前锋面出现大量裂纹、胞状结构和微型火团,与其他大分子碳氢燃料的燃烧性质相似;在初始温度和初始压力一定时,无拉伸层流火焰传播速度随当量比先增加后减小,在当量比为0.9～1.0附近时,无拉伸层流火焰传播速度达到最大值;混合燃料的马克斯坦长度与当量比呈反比,在当量比为0.7～1.2时,马克斯坦长度为正值,燃烧趋于稳定;在当量比为1.3～1.5时,马克斯坦长度为负值,燃烧趋于不稳定。与RP-3航空煤油对比,掺有麻疯树油时马克斯坦长度轻微降低,燃烧稳定性稍差;在当量比小于1.0时,无拉伸火焰传播速度轻微降低,在当量比大于1.0时,无拉伸火焰传播速度显著降低。     

空中加油机加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术

软式加油方式中加油软管锥套受气流影响会发生气动不稳定现象,严重影响空中加/受油的成功率和安全性,其中加油机的尾流场是影响软管锥套稳定性的主要因素。本文研究了空中加油机加油软管锥套的气动稳定性风洞试验方法,建立并分析了相似准则,给出了双目系统测量软管锥套位移的具体方法,利用自动舵机实现了加油软管自动收放,形成了完整的加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术,并将其应用于某型加油机加油吊舱、中心线平台等部件的选型优化。结果表明,该试验技术能有效模拟处于加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长时的气动稳定性,试验获得的锥套下沉量和振动幅值明确了不同加油吊舱、中心线平台构型的优劣性,能够为加油机关键加油部件选型优化及飞行试验提供可靠的试验数据。     

圆柱面配合对柔性转子稳定性的影响

针对圆柱面过盈配合产生的内阻尼对转子稳定性的影响进行研究。建立运动微分方程,将配合面的内摩擦力等效为内阻尼力,揭示了内阻尼对转子稳定性的影响机理。利用Runge-Kutta法对转子系统的稳定性进行计算,分析了配合面的摩擦系数、长度和紧度以及外阻尼等参数对转子稳定性的影响规律。结果表明,圆柱面过盈配合产生的内摩擦力可以等效为内阻尼力,内阻尼系数进一步分解出反对称交叉刚度分量,引起转子系统的不稳定;配合面的摩擦系数、长度和紧度以及外阻尼等参数均对转子的失稳门槛转速有较大影响;配合面的长度和紧度是由圆柱面过盈配合引起的转子失稳振动中的重要因素,决定了转子是否存在不稳定因素,设计中应合理选择。     

涡扇发动机整机环境下风扇部件气动稳定性评定方法

将基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机的耦合, 实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定, 使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型.以某型涡扇发动机为例, 计算比较了均匀进气和畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇部件稳定工作边界的异同, 从计算结果可以看到, 均匀进气条件下, 在发动机环境下和单独部件环境下所得到的风扇部件稳定工作边界变化不大;而畸变进气条件下, 同样的进口畸变度, 发动机环境下风扇的稳定裕度损失比单独部件下风扇的稳定裕度损失都小, 即在发动机环境下评定风扇稳定性时, 风扇对进气温度畸变不敏感, 而在单独部件环境下评定时, 风扇对进气畸变比较敏感.      

基于样本值为正数条件下的AR模型平稳性研究

通过讨论一般情况下样本值为正的条件下的AR模型的稳定性,推导出模型的平稳性条件,从稳定性这个角度推出其与平稳性之间的一般关系,进而推广得到其他模型的平稳性条件。     

无铰旋翼直升机悬停气弹稳定性优化实现

本文通过对无铰旋翼直升机悬停时旋翼挥舞、摆振运动微分方程的分析研究,判断出旋翼桨叶气动弹性稳定性运动条件。通过多学科优化软件ISIGHT集成和不同优化方法及优化模型对比,来实现对具体桨叶的稳定性优化,达到预期的目标。     

轴流压气机对周向总压畸变非定常响应的数值模拟

基于给定的进气周向总压畸变谱,应用非定常三维时间精确数值计算的方法,研究了NWPU-1轴流压气机转子对周向总压畸变的响应,初步揭示了其在进气周向总压畸变条件下的失速机理.结果表明,在84%设计转速,进气周向总压畸变使转子性能明显下降,其失速点流量增加了4.1%,效率下降了0.5%.进气周向总压畸变引起侧流,导致叶片负荷的变化,部分叶片的负荷过重,叶顶间隙泄漏涡几乎堵塞了整个通道,某些叶片的前缘出现溢流,最终导致压气机转子失速.      

缓燃向爆震转捩过程中火焰和压力波发展规律试验

为了解缓燃向爆震转捩(DDT)过程,在60mm×60mm,长2m的方形爆震管内,利用高速摄影和高频压力传感器试验研究了4种余气系数下氢气/空气混合气燃烧时的火焰和压力波演变规律.结果表明:缓燃向爆震转捩经历了缓燃、爆燃、在壁面产生热点、形成爆震中心和稳定爆震5个阶段,缓燃、爆燃和爆震的火焰传播速度分别为0～15m/s,500～1000m/s和1800～2000m/s.压力传感器获得的时序图和对应峰值压力的变化规律也验证了上述过程:在压力传感器测试区间(850～1200mm)内,压力峰值从1.5MPa先跃升到7MPa上下,然后下降稳定在2～3MPa.据压力时序图算得的爆震波传播速度与高速摄影获得的火焰传播速度一致.      

预混燃烧大涡模拟和燃烧模型的检验

用代数二阶矩亚网格(ASOM-SGS)燃烧模型对文献中测量的钝体后方丙烷-空气预混燃烧进行了大涡模拟,模拟统计的时平均速度、速度脉动均方根值和温度分布与实验数据结果吻合很好,表明所采用的ASOM-SGS亚网格燃烧模型是合理的。模拟的瞬态结果显现了钝体后方湍流流动和火焰结构。将大涡模拟数据统计得到的反应率系数-浓度关联量的分布规律,与代数二阶矩RANS(ASOM-RANS)燃烧模型的模拟值进行对比,结果发现,大涡模拟统计值和ASOM-RANS模型的模拟值很接近,从而证明了湍流燃烧代数二阶矩RANS模型的合理性。