炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2．0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2．0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。     

边界层吸入跨声速复合掠型风扇气动性能研究

针对边界层吸入条件下的跨声速风扇设计问题,提出了一种掠型叶片的设计方法,分析了三种前缘掠角分布对风扇气动性能的影响,并在边界层吸入情况下对比了复合掠型风扇和原型风扇的气动性能和流动特征,探讨了叶片通过低压畸变区过程中的流场变化。研究结果表明,均匀来流时复合掠型风扇没有改变原型风扇堵塞流量,但稳定裕度提高了7.1%;边界层吸入20%进口高度时,复合掠型风扇峰值效率比均匀来流时降低了1.8%;比Rotor67风扇能够在更低的流量工况下承受同等的来流参数畸变流场。在叶片通过畸变区域过程中,退出畸变流场时更容易触发旋转失速。     

基于大弯角扩压静子叶栅的组合流动控制方法研究

为更好地控制叶中尾缘分离及角区分离,优化叶片吸力面流动分离结构,本文提出了全叶高槽道加全弦长端壁抽吸的组合流动控制方案。此外,本文还设置了全叶高开槽方案与端壁抽吸方案,以探究全叶高槽道射流与端壁附面层抽吸的相互作用机理。以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,本文对三种流动控制方案进行了详细的性能分析及对比。结果表明：组合控制方案对于原型叶栅叶中尾缘分离及角区分离的综合控制效果最佳,能够在全攻角范围内分别将原型叶栅的总压损失、气流转折角及静压升系数平均增大-38.4%、3.1°及16.2%。相比于全叶高开槽方案,组合控制方案的端壁抽吸槽有效抑制了全叶高槽道出口前端壁二次流的发展,进一步削弱了角区分离。相比于端壁抽吸方案,组合控制方案的全叶高槽道则有效消除了尾缘分离,避免了叶中流场的恶化。总体看来,组合控制方案有利于最大程度地拓宽叶片的可用攻角范围,提高其扩压能力。     

燃油初温对两相爆震性能影响的实验研究（爆震专刊）

为研究燃油初温对两相爆震性能的影响,在24 mm内径爆震管中,以30 ℃~200 ℃的不同初温煤油为燃料,氧气为氧化剂,成功进行了10 Hz的两相爆震实验。实验发现,随着燃油初温的提高,火焰锋面的稳态传播速度逐渐增大,爆震燃烧的稳定性逐渐提升,爆震峰值压力增大,起爆距离缩短。此外对不同燃油初温下的爆震燃烧尾焰观测表明,油温提升后,非稳态排气总压提高,发动机可获取的推力增大。     

燃油初温对两相爆震性能影响的实验研究

为研究燃油初温对两相爆震性能的影响,在24mm内径爆震管中,以30~200℃的不同初温煤油为燃料,氧气为氧化剂,成功进行了10Hz的两相爆震实验。实验发现,随着燃油初温的升高,火焰锋面的稳态传播速度逐渐增大,爆震燃烧的稳定性逐渐提升,两相爆震峰值压力增大,起爆距离缩短。此外对不同燃油初温下的爆震燃烧尾焰观测表明,油温升高后,非稳态排气总压增大,发动机可获取的推力增大。     

埋入式进气道流场控制研究

针对埋入式进气道总压恢复系统数低、畸变大的特点,提出了利用扰流器对埋入式进气道进行流场控制的方案。通过吹风实验,分析了扰流器的轴向位置、长度、高度、安装角、数目等对埋入式进气道性能的影响。研究结果表明,提出的流场控制方案可以大幅度提高进气道总压恢复和降低流场畸变,总压恢复σ可提高 3.5%以上,流场畸变指数 Δσ可降低 5.4 2 %以上,使埋入式进气道的性能达到可应用的水平,为埋入式进气道流场控制提供理论和设计依据。     

大径向落差长度比中介机匣气动特性研究

为了进一步揭示大径向落差长度比中介机匣的气动特性,采用全三维数值模拟方法对径向落差长度比ΔR/L=0.5的中介机匣的流动与损失特征进行了研究。结果表明大径向落差长度比中介机匣通道内轮毂面存在较大的逆压梯度,支板-轮毂角区容易发生流动分离,加之附面层迁移等复杂流动的影响,导致中介机匣的总压损失较大为3.8%,轮毂25%流量层,主流50%流量层及机匣25%流量层的总压损失分别为2.7%、1.9%和11.7%。进一步的研究发现中介机匣流场对马赫数和支板厚度弦长比的变化较为敏感,特别是轮毂面附近的总压损失会随马赫数和支板厚度弦长比的增大显著增加,马赫数从0.25增大到0.48时,轮毂面总压损失相对增大52%;支板厚度弦长比从0.16增加到0.27时,轮毂面总压损失相对增大93%。     

3m×2m结冰风洞总压探针和皮托管研制

针对国内首座大型结冰风洞的调试和运行,设计了具有防除冰功能的总压探针和皮托管。采用了新的制造工艺在内腔狭小的管内盘绕布置加热器,并通过合理分配加热器密度,解决了新工艺带来的加热器易受损和局部过热问题;使用电源可调压技术,在不同试验状态下调节加热功率,避免整体过热或防除冰能力不足。静态测试、校准和风洞试验数据表明,研制的总压探针和皮托管可有效用于结冰风洞特殊环境。     

非轴对称静子对压气机气动性能的影响

为降低进气畸变对压气机气动性能的影响,设计了 1种压气机非轴对称静子,并对设计方案开展数值模拟研究。仿真结果表明:在最高效率工况下,非轴对称静子能减小畸变区静叶的流动分离,缩小叶尖低密流区域,提升通道的流通能力,压气机的最高效率约增加 0.46%,此外,畸变区叶片进口气流角得到改善,在 90%叶高处的峰值气流角降低 2.5°;在近失速工况下,非轴对称静子能降低畸变区静叶上半叶高的扩压因子,缩小分离范围,虽略微恶化了叶根区域流场,但压气机整体气动性能与流通能力有所提升,能够在更低的流量下工作,稳定裕度增加 31.5%。     

基于神经网络的航空发动机进口总压畸变重构研究

为建立适用于畸变容限控制技术的航空发动机进气总压畸变估算方法,采用基于神经网络方法,以飞机试飞测量数据为基础,分别开展了发动机进口总压流场和稳态周向畸变指数重构方法研究。以壁面静压、发动机进口面中心点总压以及攻角、侧滑角数据分别构建了三种不同输入参数组合的神经网络模型,并对比分析了各模型的重构精度和适用性。结果表明:采用神经网络方法可以较好地建立壁面静压、飞行参数与发动机进口总压分布和稳态周向畸变指数的映射模型;以壁面静压、发动机进口面中心总压、攻角和侧滑角为输入的神经网络模型,对于总压流场重构和稳态周向畸变指数重构都具有最佳的重构精度;采用先重构流场总压分布再计算稳态周向畸变指数的间接方法相对于直接重构稳态周向畸变指数的方法具有更高的重构准确性;对于与建模飞机具有相同进气道结构和布局的飞机,训练完成的神经网络模型对总压流场重构具有一定的适应性,对稳态周向畸变指数重构适用性差。