滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究

螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常 RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明：在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡 航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。     

真实气体效应下高马赫数内转进气道特性研究

为初步研究高马赫数内转进气道在真实气体效应下的工作特性,首先设计额定工作状态Ma=12的高超声速内转进气道,再结合不同气体模型对其进行数值模拟。研究结果表明:化学非平衡气体在流场结构、工作性能和气动加热方面与热完全气体较为相近,与热化学非平衡气体存在一定差别。离解反应发生在边界层内和低速涡流区内,热化学非平衡气体的离解反应程度比化学非平衡气体大。在隔离段内激波反射处,相比完全气体,化学反应气体的静温降低了2000～2500K。高热流区在上壁面喉道位置与下壁面激波反射点位置附近,温度较高的等温壁面、热化学非平衡气体均可降低壁面热流密度,不同壁面条件对隔离段出口性能参数影响较为明显。真实气体效应、壁面温度对隔离段涡流区的影响较为复杂,有待进一步研究。     

基于内冲液的电火花小孔加工间隙流场仿真研究

电火花加工小孔时,间隙流场中的电蚀产物和气泡如果不能及时排出,会严重影响加工效率和加工质量。通过对电火花间隙流场特性分析,建立三维圆柱组合体间隙流场几何模型,运用FLUENT软件中VOF、DPM模型和二次开发功能来实现电蚀产物和气泡在底面加工间隙内不断随机生成,建立电火花小孔加工间隙流场气–液–固三相流耦合仿真模型,并加入中空内冲液排屑方法,仿真分析了不同冲液速度和不同加工深度下电蚀产物和气泡在间隙流场中的分布情况。对电蚀产物颗粒分布进行统计,表明增大内冲液速度能够促进电蚀产物排出,减少底面和侧面间隙内气泡相的浓度。加工深度越小,底面间隙处向上的速度越大,电蚀产物和气泡越容易排出。     

铝蜂窝夹芯带铜网复合材料壁板胶接技术研究

针对铝蜂窝夹芯带铜网复合材料壁板胶结过程中遇到的实际问题,主要通过金属与复合材料的混杂成型工艺、蜂窝芯收缩变形控制技术、选择合适的胶粘剂、胶结质量验证等几个方面进行了研究。最终通过可操作性、消除铜网与预浸料织物热膨胀系数不同所带来的影响、防止蜂窝芯收缩工艺、选择合适的胶膜及固化参数的确定4个方面对铝蜂窝夹芯带铜网复合材料壁板胶接技术进行研究,并通过随炉试板的测试和无损检测技术验证了该工艺方法的可行性。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。     

超声速颌下乘波进气道一体化设计

为实现冲压发动机进气道/飞行器前体融合化设计,采用轴对称弯曲激波压缩基准流场和等熵压缩基准流场的锥导乘波设计方法,设计出工作范围Ma=2.5~4.5的超声速颌下乘波进气道方案,利用三维流场数值模拟获得了进气道基本性能,并对等熵压缩颌下乘波进气道进行了风洞吹风试验,验证了进气道的性能特性。研究结果表明:(1)设计的颌下进气道可以在Ma=2.5~4.5工作,在设计点Ma=4.0实现前体乘波,并具有大捕获流量、高压缩特性及高升阻比的优点;(2)进气道总压恢复系数和流量系数随着攻角增大而提高,在Ma=4.0,6°攻角状态,该进气道总压恢复系数可以达到0.47,流量系数达到1.20;(3)在更大攻角下由于捕获流量大幅增大,颌下进气道会出现不起动现象,但流场结构和性能稳定。     

超声速进气道反压引起的不起动/起动现象研究

为了探索节流反压变化对进气道起动性能的影响,在来流马赫数为2.0的情况下,采用定常/非定常数值仿真方法对出口可移动壁面运动速率为12,24,36mm/s的进气道进行了研究,分析了不同可移动壁面运动速率引起的堵塞度变化对进气道流场特性及气动性能的影响。结果表明:采用非定常数值仿真获得的进气道性能参数和流场特性变化规律与定常数值仿真时一致,定常/非定常数值仿真时的进气道性能参数均存在"迟滞回路"现象;进气道出口堵塞度变化速率越大,"迟滞回路"现象越明显;堵塞度变化速率越大,进气道进入不起动状态时的堵塞度越高,进气道再次进入起动状态时的堵塞度越低。     

基于分裂激盘的进气道/ 风扇联合流场计算

为对进气道和风扇联合流场一体化进行计算,在常规激盘模型理论的基础上建立了改进的分裂激盘模型,并通过数值模拟方法与原模型进行对比,验证了分裂激盘模型相对常规激盘模型的准确性。通过使用分裂激盘模型对压气机部分模化,分析了包含分裂激盘模型的进气道风扇联合流场数值模拟问题。研究表明:分裂激盘模型可以有效地消除激盘模型假设产生的误差,数值模拟结果更接近全3维模拟结果,为进/发一体化联合流场的数值模拟提供1种可行的准确方法。     

RBCC进气道喉道及唇口调节数值研究

为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。     

缝线粗细对复合材料面内弹性模量的损伤分析

建立了以碳纤维八枚五飞经面缎为基布,以不同粗细缝线的三维有限元模型。分别预报了缝线植入处基布全部损伤和部分损伤两种状况的弹性模量,较粗的缝线使得复合材料的拉剪弹性模量降低,较细的缝线对面内弹性模量影响较小;与未缝合相比,不同直径的缝线的模量变化在9.6%之内。此外,实验结果比有限元预报值大,但缝线粗细对复合材料面内弹性模量影响规律两者结果一致。