锥导乘波体构型的气动特性不确定度分析

为研究锥导乘波体偏离设计条件下气动特性变化情况,采用稀疏的非嵌入式混沌多项式方法,对乘波体气动特性进行了不确定性量化及全局非线性灵敏度分析。首先,采用CATIA二次开发技术对锥导乘波体进行参数化建模;其次,在来流速度、温度、密度和迎角满足特定扰动的条件下,通过拉丁超立方试验设计生成样本,并采用CFD进行计算;最后,根据试验设计样本建立响应面,通过混沌多项式分析得到了乘波体气动力系数的不确定度。灵敏度分析结果表明,迎角在锥导乘波体的气动特性变化中起主导作用。对马赫数和压强的流场不确定性分析结果表明,气动特性变化主因是乘波体前缘处的压力泄漏,影响了上表面压力分布,导致了气动性能的改变。     

CRM-WB风洞模型高阶精度数值模拟

通过求解雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程,采用5阶空间离散精度的WCNS和多块对接结构网格技术,开展了CRM翼身组合体风洞试验模型的高阶精度数值模拟,计算构型和计算状态来自AIAA第6届阻力预测研讨会（DPW Ⅵ）。主要目的是采用高阶精度方法,评估静气动弹性变形和模型支撑装置对CRM翼身组合体数值模拟结果的影响。通过与刚性外形的计算结果和NASA NTF风洞试验结果的对比,高阶精度数值模拟结果表明：迎角为3.0°时,静气动弹性变形使得机翼上表面激波位置前移并显著降低了外侧机翼上表面激波位置前的负压;迎角为3.0°时,模型支撑装置使得机翼上表面激波位置进一步前移,并导致翼梢处机翼上表面流动结构发生变化;迎角为4.0°时,计算模型中没有包含模型支撑装置是导致升力系数下降的主要原因;计算模型中包含机翼静气动弹性变形和模型支撑装置的数值模拟结果更加接近试验结果。     

推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明：与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。     

基于数值定容弹方法的推力室阻尼特性研究

为确定推力室的声学振型频率及其阻尼特性,给出推力室最容易激发声学振型和最难衰减声学振型,建立了基于数值定容弹和半带宽法的推力室声学振型及其阻尼特性的数值模拟方法。对小推力姿轨控发动机推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发出了多模态的声学振型,其中,一阶切向振型为最容易激发振型,而一阶纵向振型为最难衰减振型。进一步讨论了推力室构型参数对其阻尼特性的影响,结果表明：随推力室内径增大,纵向振型得到抑制,而切向振型变得不易衰减;随推力室收缩比增加,一阶切向振型半带宽先增大后保持不变;随推力室圆柱段长度增加,各振型半带宽没有明显的变化趋势。     

基于高空气流特性的转子发动机进气系统建模与仿真

针对转子发动机进气量难以直接测量的问题,基于某型转子发动机进气系统特点分析,考虑高空气流特性对进气量的影响,建立了转子发动机进气系统均值模型,通过Matlab/Simulink仿真软件仿真得到不同海拔高度下的进气量脉谱图。仿真结果与试验数据对比分析表明:发动机进气流量及进气管压强的仿真结果与试验数据基本吻合;在节气门开度较大时,节气门开度的变化对进气流量的影响逐渐减弱;所建转子发动机进气模型精度高,可用于转子发动机进气量的仿真计算。     

刷式密封技术的研究进展

刷式密封技术凭借其优良的封严性能而在航空发动机、燃气轮机和汽轮机中应用。简要回顾了典型刷式密封技术及其发展历程,综述了刷式密封的泄漏特性、摩擦传热特性、力学行为、闭合和迟滞效应以及转子动力特性的研究进展,介绍了MTU箍制刷式密封技术及其在湿蒸汽环境下的试验研究结果,以及目前非金属丝刷式密封技术的研究和应用情况,总结了刷式密封技术流热固耦合特性的研究成果,探讨了刷式密封技术在航空发动机真实运行工况下运行寿命和性能可靠性方面需要深入研究的内容,为刷式密封技术在透平行业中的高效应用提供了技术支撑。     

聚碳硅烷粉尘火灾爆炸特性参数测试及安全性分析

为确保聚碳硅烷粉尘作业安全,避免发生火灾爆炸事故,本文按照相应国家测试标准,采用标准测试仪器,对聚碳硅烷粉尘的最小点火能、最低着火温度、爆炸下限浓度3个火灾爆炸特性参数进行了测试。结果表明:聚碳硅烷粉尘最小点火能1. 5 mJEmin2 mJ,最低着火温度MIT=320℃,爆炸下限浓度12 g/m3Cmin13 g/m3。结合常见涉爆粉尘火灾爆炸特性参数范围比对分析,结果表明:聚碳硅烷粉尘最低着火温度和最小点火能均较低、爆炸下限浓度也小,说明该粉尘极易被引爆,安全风险较高。     

带柔性过渡段悬臂动力涡轮转子动力学研究

针对涡轴发动机带柔性过渡段悬臂动力涡轮转子动力学开展了系统的计算分析和试验研究。建立了转子的有限元分析模型,对临界转速、振型和稳态不平衡响应进行了计算分析。在高速旋转试验器上开展了全转速范围内的动力特性和高速动平衡试验,以及慢车转速下5 min的振动考核试验,在整机台架上进行了发动机试车。验证了转子良好的振动特性以及轴向环下润滑设计和临界转速设计的合理性,提出了1号平衡凸台轴向位置的优化方案和试验转接段的改进方案。为发动机实现转速达标提供了强有力的保证,具有重要的工程应用价值。     

运输机标模CHN-T1的验证确认计算研究

采用自研的非结构混合网格解算器CARIA-OVERSET对我国第一届航空CFD可信度研讨会提供的运输机标模CHN-T1进行了验证确认计算。重点研究了网格形式、网格尺度、湍流模型等对运输机标模CHN-T1的总体气动特性、局部流场特征、压力分布以及计算收敛性等的影响,并把计算结果与风洞试验数据进行比较分析。分析结果表明,非结构混合网格解算器的计算结果与风洞试验数据吻合度较好。在固定升力条件下,非结构网格的网格尺度误差大于结构网格,湍流模型对迎角和俯仰力矩的影响较大,翼身结合处的分离特性模拟差异较小。带支撑构型的全机升力和低头力矩增加、阻力减小,机翼静气弹变形后升力、阻力和低头力矩均减小。全湍和自由转捩模型的计算结果存在一定差异,差异随着雷诺数的增大而变小。     

液氧/甲烷火焰和燃烧不稳定性试验

为了解液氧/甲烷火焰在外界扰动作用下的表现,增进对燃烧不稳定性的理解,分别对两种喷剪切同轴式喷嘴结构进行了试验,试验采用单喷嘴矩形模型燃烧室,液氧以液态从中心喷嘴喷注,甲烷以气态从同轴的环形腔喷注。试验中,压力调节装置上的齿轮间断性地堵住和打开安装在燃烧室底部和主喷管旁边的辅助喷管出口,分别向燃烧室输入高频扰动。采用高速照相机记录火焰的OH辐射量,并采用阴影和纹影技术记录液氧的喷雾过程。试验成功激发起了燃烧室一阶横向和一阶纵向振型,在高频扰动作用下,还产生了两次强低频振荡。讨论了分离火焰的特征及其液氧射流在外界扰动作用下的表现和影响参数。