过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究

对比常规水滴,过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。在常规水滴结冰过程数值模拟基础上,针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解 N-S 方程获得空气流场,用拉格朗日法求解水滴流场,基于改进的 Messinger 热力学模型完成结冰过程模拟;对于过冷大水滴,采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型,对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响;通过数值模拟获得了水滴 Langmuir D 分布的撞击特性及结冰计算结果,研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。通过一些典型结冰算例的数值模拟,并与参考文献结果及实验数据的对比分析,说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。     

层板内部压力分布及流阻特性实验

在冲击雷诺数为1×104~6×104条件下,针对不同气膜孔开孔率两种层板模型,实验研究了靶面、冲击面、扰流柱面压力系数分布以及冲击射流、绕流、溢流的局部损失和整体损失系数.结果表明:靶面由于滞止区加速流动向着壁面射流区减速流动过渡,压力系数出现二次峰值.两股冲击射流在靶面相汇形成低压力系数区,相汇后翻卷回冲击面形成低压力系数区.距离冲击孔较远的两排扰流柱表面压力系数分布受雷诺数影响较大.雷诺数Re≤3×104时,压力分布表现为横掠单管的绕流特征.雷诺数Re≥4×104时,压力分布表现为翻卷绕流特征.溢流损失系数最大,绕流损失系数次之,冲击射流损失系数最小.开孔率减小一半,冲击射流损失和绕流损失变化较小,气膜孔溢流损失升高至少4倍.      

复合材料主承力连接结构强度预测及影响因素

以复合材料机翼翼根后梁下缘条对接试件为研究对象,通过有限元手段分析其失效机理和破坏过程,并对极限强度进行预测.描述试件构型、实验方法和过程,给出螺栓建模方法和挤压/旁路耦合失效判定方法,分析对比试件的应变响应和各排螺栓的钉载分布.在非线性分析方面,探讨接触、几何非线性和钉孔非线性变形对预测结果的影响;在建模方法方面,研究螺栓刚度计算方法、螺栓建模方法、温度和网格密度等因素的影响规律.结果表明:材料非线性对计算结果的影响最为显著;采用CBUSH单元模拟螺栓并采用Huth公式计算螺栓刚度预测的极限载荷与实验结果最为接近;网格密度、温差等对计算结果的影响较小.研究结果可对复合材料连接结构的工程强度预测、校核提供算例和参考,并对各参数影响提供定量的概念.     

基于威布尔分布的民用飞机系统维修任务间隔确定方法研究

针对新机型在系统维修任务间隔确定过程中缺乏历史数据和使用经验的情况,首先提出基于相似部件失效数据的系统维修任务间隔分析方法,然后基于二参数威布尔分布函数建立分析模型,对该部件的可靠性特性进行研究,从而得到与该部件维修任务间隔确定相关的可靠性参数及置信区间,为确定部件的最优维修间隔提供有效依据。     

机载分布式异构网络通信中间件研究

在机载分布式异构网络中,系统间的通信面临着复杂的网络环境.为了实现高效、可靠、安全的信息传输,需要通信中间件的支持.以数据分发服务(DDS)为基础,对发布订阅模型进行研究,将不同网络间的通信映射为数据分发服务中的跨域通信,引入路由服务实现跨域通信,扩展DDS原有的传输插件,用以支持不同的网络,实现了机载分布式异构网络通信中间件.通过实验对跨网络通信的时间延迟进行了测试,结果表明,通信中间件能够适应机载分布式应用的要求.     

民用飞机驾驶舱气流组织的数值分析

作为一架飞机的指挥中心,驾驶舱的重要性是显而易见的。舱内的环境控制尤其是气流组织对飞行员的身体健康和正常工作有很大影响。建立了某型民用飞机的三维驾驶舱模型,做出合理假设和简化后运用流体力学计算软件FLUENT进行了数值模拟,基于PS模型对各种工况进行热舒适性评价。结果表明,总供风量为0.08m3/s,侧面送风占总风量40%且送风方向垂直于送风口的方式为最佳工况,此时驾驶员、观察员周围空气的温度和速度达到人体舒适度要求,模拟结果为驾驶舱气流组织的设计提供了参考。     

民用航空涡轮发动机短舱高速风洞试验

为了获取三种不同型面的民用航空涡轮发动机短舱气动特性,开展了高速风洞试验与数值仿真研究,获取了短舱的压力分布及内流特性,并对比分析了风洞试验数据与仿真结果。结果表明:随着流量系数减小及攻角增加,短舱上唇口外流出现分离;随着流量系数增大,短舱内流下侧出现分离;采用的CFD方法在无分离情况下静压分布与试验结果吻合,但随着流量系数的减小,CFD结果先于试验出现了气流分离。      

通道截面形状对碳氢燃料流量分配的影响

关注超燃冲压发动机冷却通道截面形状对碳氢燃料流量分配的影响,以平行四边形通道为例和矩形通道进行对比,对并联通道中碳氢燃料流动换热过程进行了三维数值建模。结果表明:不同高宽比下,平行四边形通道相比矩形通道具有更大流固间换热面积,因而在流量分配和冷却效果方面都优于矩形通道,加热面壁温峰值降幅最大可达226 K。通道倾角对流量分配也有重要影响,大通道倾角能实现更合理的流量分配和冷却效果;倾角从105°增加到150°时,加热面壁温峰值降低了287 K。在非理想分汇流布置(以U型分汇流布置为例)和非均匀热流条件下验证了平行四边形通道设计,说明了此设计的实用价值。研究结果对超燃冲压发动机冷却通道设计有一定参考意义。      

锥形旋流器内燃料分布对模型燃烧室近贫熄状态的影响

针对近贫熄状态,研究锥形旋流器内燃料分布对模型燃烧室燃烧稳定的影响。在不同空气流量下对头部燃料分布A和B分别进行了锥形旋流器模型燃烧室的贫熄状态实验。结果表明:同样的进气条件下,分布B在贫熄时刻的过量空气系数是分布A的4倍以上,并在可比较的实验流量范围内保持明显的优势;分布B的火焰可以由锥形旋流器外缩入锥形旋流器内熄灭,而分布A的火焰不能缩入旋流器内部,只能在锥形旋流器外部以整团火焰的形态熄灭;锥形旋流器头部中心轴线上引入的少量燃料对燃烧室近贫熄状态的压力脉动有极大影响,分布B的压力波动幅值比分布A降低90%以上,压力波动主频从88Hz减小到50Hz。结合数值模拟计算,从切向涡量角度分析了近贫熄火焰前端稳定在不同位置的原因,比较了两种燃气分布下局部流场物理参数分布的差异,有助于理解与认识锥形旋流器内燃料分布对燃烧稳定性的影响。     

基于混合区域极点配置的航空发动机全包线鲁棒变参数控制器设计

针对航空发动机全包线多变量鲁棒变增益控制器设计问题,提出了一种基于混合区域极点配置的鲁棒变参数控制方法。利用Jacobian方法建立多调度参数下的发动机仿射线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,用于描述发动机全包线内的非线性动态特性;针对上述LPV模型,采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计具有H∞鲁棒性能的状态反馈控制器,给出了控制系统全局稳定性的证明;并利用混合区域极点配置方法,将闭环系统极点配置到左半平面指定位置,以保证控制系统的动态特性及稳定裕度;进而引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方程转化为有限维LMI进行控制器求解,并得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:存在复杂量测噪声干扰条件下,鲁棒变参数控制器可以实现发动机全包线内控制指令的精确跟踪,系统阶跃响应的调节时间不超过1.5s,系统无超调,对控制期望的稳态跟踪误差在0.02%以内,符合发动机控制系统技术要求。