隔板对双座座舱热舒适性的影响

<正>在考虑空气温度、相对湿度、风速和辐射影响的基础上,针对座舱热舒适性开展了研究。通过对湿黑球温度指数的简化,得到简化的湿黑球温度指数WBGTs,并作为座舱热舒适性的评价指标。同时,针对某种型号的双人座舱进行通风方案的数值模拟,研究了内部隔板对人体热舒适性的影响。计算结果表明,在合适的气流组织下,隔板对双座座舱内热舒适性的影响作用不明显,在设计中可以取消隔板设计。     

发动机动力模拟风洞试验中的空气桥技术

介绍了发动机动力模拟风洞试验中的空气桥设计技术和影响修正方法.通过自由度分析,选择了合理空气桥布局,采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化,建立了空气桥天平一体化数值模拟技术,使得空气桥和天平刚度更加匹配.通过这些设计及优化使得空气桥的作用力最小,并具有较强的克服压力影响、温度影响的能力.通过试验建立了空气桥附加刚度影响、内部压力影响、温度影响和内部流量影响的修正方法,进一步减小了空气桥对天平的影响.在8m×6m低速风洞进行了某大展弦比飞机全模涡扇动力模拟器(TPS)短舱动力模拟试验.试验结果重复性好,阻力系数精度达到0.0003,和相关文献吻合.这表明空气桥技术是成功的,满足了TPS短舱动力模拟试验要求.      

旋转爆震发动机爆震波建立过程实验研究

为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆震波传播频率为5.09~6.45k Hz,传播速度为1286~1644.8m/s。在发动机稳定工作过程中,集气腔与燃烧室相互影响,二者处于平稳的动态平衡。其次,通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,点火形成的初始火焰在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程,成功转变为爆震波,且从点火到爆震波建立之间的火焰发展传播过程和时间间隔均表现出很强的随机性。此外,为验证小能量火花点火的可靠性,还进行了小能量点火重复性实验,发现在稳定工况条件下采用小能量点火成功率最高可达100%,各组旋转爆震波传播速度在1440m/s附近波动。     

高热流密度燃烧室壁面阵列空气射流-燃油组合冷却结构研究（爆震专刊）

针对高热流密度燃烧室壁面热防护需求提出了一种空气阵列射流冲击和燃油冷却肋板的集成冷却方式,在射流平均雷诺数(Re_j)为10000至30000、燃油进口流速(v_f)为2.33m/s至5.23m/s的范围内,采用数值模拟方法对其传热特性进行了研究,并基于壁面加热侧当量对流换热系数的概念,分析了基准肋板以及燃油冷却肋板的传热增强作用。与无肋板靶面的阵列射流冲击相比,带肋板阵列射流冲击的面积平均当量对流换热系数是前者的1.6倍,压力损失系数相对提高了约25%;采用燃油冷却肋板,加热壁面综合传热能力进一步增强,在Re_j=10000时,采用燃油冷却肋板的面积平均当量对流换热系数是基准肋板的1.5倍以上,即使在Re_j=30000时,燃油冷却肋板的传热增强比也可以达到1.2;燃油冷却肋板的出口温度相对进口温度的提升在20K~50K范围内,其提升幅度随着射流雷诺数或燃油进口流速的增大而减小。     

涡轴发动机燃油信号故障对策

某型涡轴发动机燃油计量活门位置信号失效后,采取直接停车的处理对策。为了提高燃油系统的可靠性和安全性,设 计了一种基于伺服回路校正的方法。在燃油计量活门位置信号失效后,通过在燃油伺服回路中串联1个校正器,使得校正后的通 路增益为1,计算出合适的电流继续控制燃油执行机构,可避免发动机停车,实现发动机稳定控制。采用基于单点积分的扫频法, 在半物理试验器上辨识出燃油执行机构的高精度数学模型,并根据数学模型设计了校正器的控制参数。在仿真模型、控制系统半 物理试验器以及发动机地面试验台对增加校正器的燃油系统进行试验验证。试验结果表明：该伺服回路串联校正方法可以在燃 油计量活门位置信号失效后,有效控制发动机在一定状态下稳定工作。     

局部等厚度的共翼型舵对潜艇尾流场优化效果研究

潜艇桨盘面伴流的不均匀性是影响螺旋桨在工作时产生振动和噪声的关键因素,潜艇指挥台围壳和尾舵产生的马蹄涡是导致桨盘面伴流不均匀性的重要原因。为了抑制尾舵处形成的马蹄涡,设计了一种局部等厚度的共翼型舵,通过数值模拟研究了其对尾流场不均匀性的改善效果。结果表明,局部等厚舵可以使尾流场相比非共翼型舵不均匀度下降40%以上,并且在相同舵角下舵力显著增大;安装局部等厚舵的同时在围壳处安装消涡片可以使不均匀度下降60%以上;减小局部等厚舵的最大厚度和增大首部曲率都可以进一步改善尾流场,且舵力不受损失。局部等厚舵形式简单,对尾流场和舵力改善效果显著。     

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

某型空气起动机保险轴断裂失效分析

分析了某型空气起动机保险轴断裂断口的性质,确定了故障原因,为防止故障的再次发生提供支持。     

基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究

以机翼热气防冰系统为研究对象,建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型,对整个计算区域生成混合网格,边界条件为第三类边界条件,采用计算流体力学方法以 FLUENT 软件为工具,对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解,获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果,并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著,温度分布较均匀,防冰引气温度为200℃时,防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃,最低温度为21℃,3 mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃,防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果,能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。     

基于逆向测量法的某型空气发生器导管设计与制造

某型空气发生器燃油、滑油导管管体变形、开裂,由于设计图样是二维平面示意图,没有空间三维外形尺寸和角度形迹,缺少制造工具,给导管修理带来诸多困难。通过对导管标准样件实物逆向测量形成数据文件,使用CATIA软件仿真设计导管标准样件三维图;设计、制造专用工装、测具对导管扩口进行加工、检测;采用专用弯管器,预防导管弯曲变形;采用3D打印制造导管胎膜检具,快速检测、比对修理过程中导管的外形,为导管变形位置准确定位提供检测标准。