FT300水陆两用型三座轻型飞机双浮筒配置的探讨

简要介绍了ＦＴ３００水陆两用三座轻型飞机型号设计过程中水动方面的研究与分析，重点对三座轻型飞机筒线性选择、双浮筒相对鸭式飞机安装位置的配置以及轻型水上飞机的主要水动力特性的理论分析作了研究，建立了鸭式布局飞机重心相对浮筒断阶位置的新值。     

扩压器叶片可调对离心压气机正转逆流性能的影响

离心压气机正转逆流是综合动力装置在应急动力模式下避免离心压气机温度过高而不得不采取的措施。为了改善正转逆流时离心压气机的功耗,本文提出了角度大幅可调的扩压器叶片组合,并结合三维数值模拟技术,研究了扩压器叶片安装角大幅调节对离心压气机反向流动的影响。分析表明:扩压器叶片安装角调整对扩压器叶片通道和工作叶轮流动通道的影响很大,调整后流动分离区减少、减弱甚至消除了激波,流动更为顺畅;在气源压力和缝隙面积一定时,流量明显增加,但离心压气机的功耗反而变小。同样的反向气流流量下,调整扩压器叶片安装角能显著降低离心压气机的功耗,从而提高综合动力装置的功率输出。     

飞机水面降落的机身载荷研究

文中研究了飞机水面降落的冲击载荷。利用动网格技术控制飞机以及整个计算区域的运动,VOF方法描述气一液界面的运动变化。分析了不同降落速度、飞行速度和降落仰角下,飞机水面降落时机身压强随时间的变化规律。在三种降落条件下,机身压强值的变化规律基本一致。机身压强在入水的初始阶段达到最大值,随后迅速下降,最后保持稳定。同时,随着降落速度、匕行速度和降落仰角的增大,机身压强的最大值也随之增大。与降落速度和降落仰角相比,飞行速度对机身压强的影响程度较小。     

结冰风洞水滴直径标定方法研究

过冷水滴粒径大小是重要的结冰云雾参数,获知结冰风洞中的水滴直径,是得到定量结冰风洞实验结果的基础.对于结冰风洞内水滴直径单一或者分布比较集中的情况,提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段标定水滴直径的方法.该方法首先采用拉格朗日法数值计算水滴运动轨迹,得到撞击极限随水滴直径变化的关系曲线,在此基础上,进行结冰风洞实验,测量实验得到的水滴撞击极限,通过在撞击极限与水滴直径关系曲线上进行插值,进而得到实验水滴直径大小.采用该方法对0.3m×0.2m结冰风洞内的水滴直径进行了标定,分别计算和测量了25m/s和35m/s两种速度条件下的水滴撞击极限,得到的水滴直径值相差不超过1μm,初步说明该方法的合理性.同时,对于结冰风洞内水滴粒径多尺寸分布的情况,还提出了相应的标定其容积平均直径MVD的方法,该方法在计算水滴收集率的基础上,通过测量驻点处的结冰厚度,实现对MVD的测量.采用本文提出的两种方法进行结冰风洞水滴粒径标定,只需要一般的长度测量工具即可进行,操作方便,成本低廉,克服了常规的水滴直径测量或标定需要专门设备的不足.     

尾翼对超空泡航行器形态及力学特性影响实验研究

超空泡水下航行器弹道控制技术是改进与优化超空泡航行器水下弹道的一种重要方式,其中对航行器尾翼的操纵是该技术的重要环节.在高速水洞实验室中进行了缩比模型通气超空泡的生成和尾翼力学特性实验研究,重点针对尾翼安装与否、不同后掠角和不同尾翼安装位置对模型超空泡形态和力学特性的影响进行了深入的分析.通过对比不同工况空泡的外形、阻力、侧向力和法向力矩,获得了尾翼后掠角以及安装位置对细长体超空泡尾部闭合和侧平面力学特性的影响规律,同时对实验结果进行了定性和定量分析.实验证实了尾翼后掠角和安装位置是影响超空泡尾部闭合与影响模型力学特征的重要因素,并提出了实现超空泡航行器尾翼的设计规律.     

表面活性剂对纳米CeO2在水介质中分散性能的影响

在对纳米CeO2粉体的Zeta电位进行测量的基础上,采用阴离子表面活性剂油酸和非离子型表面活性剂聚乙烯吡咯烷酮(PVP)对纳米CeO2粉体进行了分散实验,系统研究了超声分散时间、表面活性剂种类和浓度对纳米CeO2粉体在水相介质中分散稳定性能的影响。结果表明:随超声时间的延长,纳米CeO2粉体的分散稳定性出现先增后降的变化规律;分散剂种类和浓度不同,纳米CeO2的紫外吸收效果和可见光透光性也不同;对于每一种分散剂均存在最佳超声时间和最佳浓度。纳米CeO2粉体在水相介质中的最佳分散工艺为:超声时间10 min,浓度(质量分数)为2.0%的PVP。     

充水压力容器超高速撞击特性试验与仿真研究

通过试验和数值仿真研究铝球以约2．5 km/s的速度撞击球形充水压力容器的撞击特性,容器为先充约80％的水再充2．0MPa氮气的球形不锈钢压力容器。结果表明：超高速撞击充水压力容器的主要损伤为穿孔和爆裂;铝球撞击穿透容器后在水中减速明显,未对容器后壁造成明显损伤;压力容器的工作压力相同时,在相近的撞击参数下,设计压力小的压力容器更易发生爆裂。研究结果可为在轨航天器上的压力容器设计和空间碎片防护提供参考。     

水下燃气-蒸汽弹射气-液两相流场数值研究

基于计算流体动力学方法和均质多相流理论,采用汽化模型模拟燃气与冷却水的汽化过程,使用动态网格分层技术模拟导弹的运动,对燃气-蒸汽弹射气-液两相流场进行三维非定常数值研究.通过与固体火箭发动机尾焰喷水效应实验对比,验证了数值方法的有效性.研究了弹射过程中流场结构、二次流现象和变深度弹射载荷和内弹道变化规律.结果表明:导弹弹射过程中汽化现象发生在弯管壁面处,汽化后的燃气-蒸汽高温区随着发射筒体积的增加发生偏移;燃气-蒸汽在发射筒和弯管截面上存在隔离区和二次流动现象,并且形成不同结构形式的漩涡;弯管受到的最大冲击力出现在0.16s附近和30°~ 60°弯曲角范围内;弹射深度每增加10m,观测点压力增加0.25MPa,弹动时间延迟0.01s.      

迎风面三维积冰过程中水膜流动的计算方法

对影响迎风面三维积冰过程的冰层表面水膜流动进行分析,建立描述其流动的数学模型,引入在流动前锋下游预设薄水膜的方法处理其在表面干区的流动推进过程,提出超过临界厚度的水膜被吹除的方法处理角状冰下游局部水膜被吹离表面的现象.通过对翼型-平板结构中翼型上的冰形对比和水膜流动规律分析,验证了该水膜流动数学模型的合理性和计算方法的可行性.研究表明:与Messinger模型相比,积冰模型中引入水膜流动后,可以较好地模拟三维明冰积冰,同时明冰极限的模拟结果也更接近试验值;冰层表面的水膜厚度约为10-5m,流动速度约为10-2m/s.      

民用飞机水系统管路流动的数值模拟

水系统是民用客机中不可缺少的重要系统。在水系统的设计过程中,管路的设计占据着非常关键的位置,而对管路流动性能的数值模拟能够很好地指导管路的设计与优化。选取民用客机水系统中的加水管路作为研究对象,采用FLOWMASTER管网系统和CFD两种方法对加水管路在不同压差、不同壁面粗糙度条件下进行数值模拟,并对两种方法的计算结果进行比较分析。结果表明:FLOWMASTER管网系统能够快速、准确和可靠地获得流量等管路主要性能;而CFD方法则能够提供管路流动的流场细节信息。在水系统管路的设计过程中,应当充分利用这两种方法,发挥其各自优势,更好地完成水系统管路设计。