0.6m连续式跨声速风洞AV90-3轴流压缩机喘振边界测试研究

为了测试出AV90-3轴流压缩机在0.6m连续式跨声速风洞中的安全运行范围,采用减小进气体积流量测定喘振点的测试方法和测压力波动的喘振判别方法,准确测试出了AV90-3轴流压缩机的喘振边界线。得出了静叶角增大后,喘振边界线向右上方拉伸和增压、负压下的喘振边界线与常压时基本重合的试验结论。通过将进气体积流量和压比作为防喘振的控制参数,设置报警线和防喘振曲线,采取旁通回流的方法,有效预防了喘振发生。可为后续大型连续式风洞压缩机的喘振边界测定和防喘振控制提供依据和参考。     

T型靠背风速管研制及其在动车组流量测试中的应用

为解决动车组底板和部分通风通道流速方向变化、安装空间狭小而无法采用传统测速仪器的问题,研制了一种新型具有较佳全压孔形式的微型T型靠背风速管,通过风洞试验标定的方法分析了不同弯管段长度、不同风偏角以及不同空气流速对流速管流速系数的影响,并在动车组新风通道流量测量的实车试验中对其工作特性进行了验证。确定了弯管段最佳长径比为L/D=2,该结构尺寸下,随着动压的改变,流速系数波动不明显,最大变化率为1.34%,平均流速系数为0.741;风偏角在10°范围以内变化时流速系数变化不大,最大相差6.12%;在动车组新风通道流量测试的实车试验中,测得的流量值与额定风量值之间的最大误差为4.03%。这种新型靠背管结构尺寸简单且具有双向性的特点,对流速及风偏角变化敏感程度较小,工作稳定可靠,测试精度较高。     

超声速连续风洞喷管启动过程分析

为深入了解超声速连续风洞喷管启动过程中流场结构变化情况,采用数值计算与风洞试验相结合的方法,对连续风洞Ma=4.35喷管进行了研究。分析表明,喷管非定常启动过程可分为"初始蓄气"、"激波串推进"、"核心流推出"、"准稳定增压"四个阶段。其中,"初始蓄气"阶段,气体总压在收缩段不断增加,马赫数在喉道附近逐渐增大;"激波串推进"阶段,激波串结构形成并逐渐向下游推进;"核心流推出"阶段,核心流部分推出边界,但流场结构变化缓慢;"准稳定增压"阶段耗时占整个启动过程耗时的60%以上,且流场结构与稳定阶段流场结构趋于一致,但喷管内各点压力仍不断上升。同时与定常流场对比分析,进一步说明了各阶段流场特点,并指出对"核心流推出"和"准稳定增压"阶段采用定常分析方法的必要性。     

民用飞机风挡表面对流换热系数的校核

适航条款要求在结冰条件下,应确保风挡表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确定结冰条件下具有足够的电加热功率使风挡表面温度高于冰点(零度),而影响加热功率的关键因素是外表面的对流换热系数。为了获得准确的对流换热系数,在低速风洞中测量了不同工况下风挡表面对流换热系数,并利用CFD方法建立了一个仿真风洞模型,计算试验工况下的风挡表面对流换热系数,通过测量值来校核CFD的计算值,获得一个修正方法,最终使用这个修正方法计算获得其他工况下的对流换热系数。     

基于风洞试验的飞机侧风环境停放稳定性研究

根据风洞试验结果对某型号民用飞机在大侧风(风速大于35m/ s)情况下停放时的稳定性进行了研究与分析,发现当飞机在正侧风(侧风水平方向与机身垂直)作用下有较大的上仰力矩产生,导致机头上翘或有上翘的趋势。通过“部件组拆法”发现飞机垂尾的干扰使得平尾产生了一个抬头力矩,致使飞机存在倾倒的可能。试验后,通过CFD 仿真模拟计算分析了在侧风情况下机身表面的压力分布,并进行了相关的解释,作为对风洞试验的分析和补充。     

纤维增强复合材料涡轮轴结构疲劳寿命预测

研究了连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构在给定低循环载荷作用下的疲劳寿命估算方法.考虑连续纤维增强复合材料结构特性,研究了基于局部应力应变法的低周疲劳寿命预测方法,并对预测方法的有效性进行了验证.基于此方法,计算了某型航空发动机低压涡轮轴的最大应力、应变和疲劳寿命.结果表明:在0°~90°范围内,45°铺层角度的复合材料层疲劳寿命值最大;当金属厚度不变,外层金属和首层复合材料层的疲劳寿命随复合材料厚度增加而增大;当轴结构壁厚保持6mm不变,减小复合材料层的厚度,同时相应增大最内层或最外层金属包套的厚度,其结构疲劳寿命都随着复材层的厚度减小而减小;外层金属包套的寿命则远大于首层复合材料的疲劳寿命.      

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象,分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性,建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法,测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线,基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台,制定了多级冗余防喘振控制策略,并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度;流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001,防喘振控制的重复性精度为0.003;实现了喘振工况的实时判别和自动控制,有效避免了喘振的发生.      

面向持续适航工程数据的大数据采集和处理技术初探

国产某型飞机在持续适航阶段开展事件收集、风险评估、工程调查和措施制定等工作时,需要机型资料、机队信息、运营记录、事故事件、局方信息等工程数据提供输入、参考以及辅助分析。研究了持续适航工程数据与大数据之间的关系,初步规划了面向持续适航工程数据的大数据系统架构,并通过以下自动化方式实现了相关数据的采集与处理,形成了持续适航工程数据库:首先利用网络爬虫数据采集技术实时准确地获取一些国内外公开数据;其次应用VBA语言对已获得数据进行整理与自定义处理;最后基于大数据的映射分析方法对这些工程数据进行分析。该持续适航工程数据库已有效应用于某型国产飞机持续适航体系的日常运行工作。     

某电动飞机螺旋桨气动特性数值模拟与风洞试验

以某型电动飞机螺旋桨为研究对象,基于RANS方程和SST湍流模型的MRF方法对螺旋桨进行高精度滑流准定常数值模拟和性能计算。为了验证计算和设计的合理性,对该型螺旋桨进行了缩比模型风洞试验。试验结果表明,数值模拟计算结果与风洞试验数据吻合较好,证明该方法可为螺旋桨设计提供指导。     

高速风洞运转特性数值模拟

下吹-抽吸式高速风洞的起动和运转对模型测试有重要影响。为分析试验模型和扩压器对风洞起动和运转特性的影响,采用数值模拟方法,使用二维轴对称模型对Φ0.5m高速风洞的流场进行了研究,控制方程为粘性可压缩Navier-Stokes方程。对马赫数5和10两种状态下的流场行了对比,结果表明,试验段基本流态受试验舱静压控制,收集器对流动状态有很大影响。当带模型运转时,试验段内激波结构更为复杂,出现明显溢流,总压损失更大,所需起动压比越大;扩压器平直段直径决定了其静压恢复效率。扩压器平直段直径增大或安装模型时,临界运转压比都会明显增大;且马赫数越大,受到的影响越大。马赫数5带模型起动时,扩压器平直段直径0.5m,气流壅塞,风洞无法启动。无模型时,当平直段直径0.45m,扩压器不能发挥静压恢复作用,风洞运行时间明显缩短。