直升机用轴流风机内部流动分析

通过理论分析、数值仿真与试验比较相结合的方法,对某型直升机用轴流风机不同工况下的内部流动进行了分析.结果表明,叶轮内部相对速度分布的理论假设适用于额定工况,但不适用于小流量工况.当直升机高空飞行时,风机工作流量低于额定工况,叶顶处容易出现回流,二次流损失加剧;同时飞行高度增加还易导致边界层分离、射流-尾迹区域扩大,从而使风机效率进一步降低;低能流体的集中,促使叶轮失速往往首先从叶顶处出现.在设计直升机滑油系统用轴流风机时,应注意对其变工况性能进行研究,对影响变工况下叶轮内部流动损失的主要气动参数进行优化设计,以提高系统高空工作的稳定性.      

液体姿控发动机76km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。     

发动机高空台试验振动特性分析及故障诊断

通过发动机高空台试验振动特性分析。阐述临界转速的判定方法。通过实例说明故障诊断技术在发动机试验中对保证安全试验和顺利排故的重要意义。     

高空台负温供气抽气机二级抽气试验方法研究

介绍了高空台负温供气抽气机二级抽气时，模拟航空发动机高空飞行进排气条件下的供抽设备的组成、空气流路、操作步骤和10--50℃范围温度调节方法，给出了实测的膨胀涡轮特性。     

高空舱中发动机进口紊流度的测定与分析

分析了我国大型连续式高空模拟试车台（简称高空台）上发动机进口紊流度的测量和数据处理方法，结果表明，在流量管气流马赫数M=0.3-0.7时，发动机（装调节筒时）进口紊流度小于1%。     

美国低温和高空火箭发动机地面研制试验设施

普莱特－惠特尼发动机公司和阿诺德工业发展中心是美国从事火箭研制试验的重要地之一。文中较具体地介绍了ＲＬ１０液氢液氧火箭发动机和空火箭发动机地面试验设施情况，以及肯尼迪航天发射中心简况。     

高空射流核心区控制的数值分析与试验验证

为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素.通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典型流态的临界压比及其随喷管设计马赫数的变化趋势,以及自由射流试验中压力和马赫数等参数的模拟偏差对核...     

民用航空涡扇发动机进气系统结冰高空模拟试验技术要求研究

高空模拟试验是民用航空发动机适航取证的符合性验证手段之一。基于中国民航规章CCAR-33部33.68条款“进气系统结冰”的要求，对进气系统结冰高空模拟试验验证开展研究，以表明符合性。本文提出了进气系统的结冰试验点的选取方法、分析了试验的流程、明确了试验结果评估方法，并针对试验设备提出了高空舱、测试装置和试验设备配备要求，介绍了典型符合性验证案例。本研究可为国内民用航空发动机开展进气系统结冰适航符合性验证工作提供技术支持。     

高速自然层流翼型高效气动稳健优化设计方法

先进高速高升力自然层流(NLF)翼型的设计已经成为提高新一代高空长航时(HALE)无人机(UAV)性能的重要手段。然而这类翼型表面极易出现分离泡和激波等，尤其对于马赫数、飞行攻角等状态波动气动特性非常敏感，这导致传统的层流翼型设计方法设计的外形在面向工程应用中出现稳健性差，难以被工程使用。气动稳健设计(RADO)方法虽然是一种有希望的解决途径，但它遭遇了巨大计算花费的难题。为了解决这些问题，通过对影响气动稳健优化设计效率的关键技术进行研究，发展了基于自适应前向-后向选择(AFBS)的稀疏多项式混沌重构方法，极大改善了不确定分析(UQ)和稳健优化效率。同时，也发展了考虑多参数不确定的高效气动稳健优化设计方法，有效解决了传统翼型设计方法难以满足高速高升力自然层流翼型设计要求兼顾高升力设计、自然层流设计以及超临界设计的难题。最后使用发展的方法成功设计了一类具有典型特点的跨空域稳健自然层流翼型。结果表明设计的翼型相对于经典的全球鹰无人机翼型气动性能全面提升，同时低阻范围更大，气动性能更加稳健，从而验证了稳健优化方法的有效性和相对于确定性设计的优势。     

临近空间太阳电池组件热力学特性仿真分析

临近空间飞行器依靠搭载的柔性太阳电池组件和储能电池组构成的能源系统,可在临近空间长期飞行和驻留,完成地面观测、无线通信、军事侦察等任务,因而成为各国航天航空领域发展的热点之一。由于太阳电池组件能量转化效率只有20%左右,大部分太阳光能量吸收后转化为热。这部分热传导到高空气球内部,将造成内部气流紊乱,增加高空气球姿态控制难度,而温度升高引起的热应力甚至可能破坏柔性太阳电池组件。本文通过计算机模拟太阳组件在高空气球蒙皮上的工作条件,建立组件结构模型及热传递数学模型,仿真得到电池组件实际工作时的温度场和应力场分布情况,对高空气球供电组件的结构优化、工作状态的掌握具有指导意义。