凹腔支板火焰稳定器自燃点火性能初步试验

以凹腔支板火焰稳定器为研究对象,在进口温度为750~900℃、马赫数为0.20~0.28、氧气体积分数为13.4%~15.8%、喷嘴距支板前缘5~50mm及常压的条件下,开展自燃点火性能的试验研究。试验表明:凹腔支板火焰稳定器在进口温度为850℃以上可成功实现自燃点火。自燃点火性能随进口温度的升高而提高;随着进口马赫数的提高,火焰稳定器自燃点火成功的温度范围越窄;随着燃油喷射距离的增大,稳定器自燃点火性能有所提高。稳定器的凹腔结构能够稳定火焰。      

边界层抽吸效应对分布式推进系统气动性能影响数值研究

为探究边界层抽吸（BLI）效应对飞机的气动性能影响,采用基于沿流线体积力模型的飞机/发动机一体化数值模拟方法对某分布式推进系统进行了计算和分析。结果显示,BLI效应主要影响飞机中心体部分及发动机外整流罩的气体流动,对翼身融合体（BWB）的融合段及外翼段的升阻力影响较小。保持飞行条件和飞行攻角不变,飞机的升、阻力系数均随着无量纲化的发动机流量增加而增大,存在最佳无量纲化的发动机流量对应最大升阻比。发动机的安装位置直接影响机身表面的局部超声区和整流罩外的激波分布,布局在机身尾缘处会获得更好的升阻比,最大升阻比对应的无量纲化的发动机流量为0.65。      

翼身融合布局大型客机的重心分析

在翼身融合布局飞机的总体设计阶段,为评估飞机总体方案的重心范围,建立了重心分析模型.分析模型以翼身融合布局飞机的几何参数为基础,应用参数化方法快速完成客舱布置,以工程估算和代理模型两种方法完成飞机的重量估算并计算重心前后限,绘制重心云图.基于重心分析模型,在Matlab平台开发了重心分析程序.以555座级翼身融合布局飞机的总体方案为例子来验证本文开发的程序.结果表明本程序可快速实现BWB飞机的客舱布置和重心云图绘制,分析结果可为飞机的稳定性和操纵性评估提供重心数据.     

模型预混燃烧室燃烧不稳定性研究

针对钝体火焰稳定器结构的模型预混燃烧室的燃烧不稳定性现象进行了实验研究和数值模拟.实验中利用动态压力传感器测量了不同当量比时燃烧室内动态压力的频率和振幅.结果表明:随当量比增加,不稳定性频率从251Hz增加到258Hz.不稳定性振幅与大气压力比值从2.7%增加到6.1%.对燃烧室进行了定常和非定常数值模拟以及声学模态分析,得到了周期性旋涡脱落的频率为260Hz和燃烧室系统的前5阶本征声学模态频率.其中第3阶纵向声学模态频率与实验值基本一致,说明维持不稳定性的机理为钝体火焰稳定器后旋涡的周期性对称脱落和燃烧室系统的第3阶纵向声学模态形成了耦合.     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。     

压气机进气畸变数值模拟技术研究

发展了一种针对进气畸变条件下的风扇/压气机进行性能预估和稳定性分析的计算方法。首先研究了将叶片作用力简化为体积力源项的建模方法,在此基础上开发出一套基于体积力的三维进气畸变数值模拟程序,使用该程序对NASA Rotor 35在均匀进气、进口存在稳态总压畸变及同时存在总压和总温畸变的流场进行了模拟分析。结果表明,该程序获得的压气机特性及参数分布与雷诺平均Navier-Stokes(RANS)计算吻合得很好,同时正确地模拟出了压气机转子与上游畸变来流的耦合作用及其对压气机性能和稳定工作裕度的影响。     

复杂外形网格生成技术

复杂外形网格生成是进行流场数值模拟的一个关键技术及前提。本文论述了采用保角变换方法,求解偏微分方程方法以及它们在代数方法结合生成二维及三维具有多块网格结构的贴体且与边界正交网格的技术。     

翼身融合背撑发动机反推绕流流场数值研究

基于RANS（Reynolds averaged Navier-Stokes）方法,采用SST（shear stress transport）湍流模型和进排气边界条件,对翼身融合背撑发动机反推绕流流场进行了数值模拟,探究得到反推气流动力影响下机体气动载荷的变化规律,并评估了不同发动机功率下反推的增阻效果,以及对进气道流场畸变特性进行了初步的分析。结果表明:反推气流会显著影响机体气动载荷的分布状况,发动机前方的机体表面压力逐渐增大,经过反推出流带后,表面压力急剧减小,沿展向其影响逐渐减弱;在一定范围内,反推气流的轴向折流角越大,对气动载荷分布的影响越剧烈,增阻效果也越好;轴向折流角和来流马赫数的变化会影响进气道流场畸变特性。      

大涵道比涡扇发动机总压进气畸变数值模拟

基于数值缩放理念,以一台大涵道比涡扇发动机为研究载体,将三维彻体力模型与二维多子平行发动机模型进行有机结合,初步搭建了适用于分析复杂进气畸变对航空发动机整机流场特性影响的多维耦合计算模型。利用该多维耦合模型定量分析了稳态周向总压畸变及插板式总压畸变进气下发动机内部的流场特性。计算结果表明即便是进口单纯的方波周向总压畸变进气,在经过大涵道比风扇转子作用后在下游内外涵进口的畸变流场特征也将具有显著差异;在内涵进口形成的总压/总温复合畸变在四级增压级中均得到不同程度的衰减;插板式总压畸变进气下风扇转子进口近轮毂处受周向静压梯度驱动将产生一定程度旋流,并导致风扇转子出口轮毂处形成低压区。     

人体热调节系统数学模型

简要地介绍了人体热调节系统,综述了人体热调节系统数学模型的研究现状,从模型的人体结构表示、循环系统建模、模型的求解和维数等方面,对主要的人体热调节系统数学模型进行了比较,模型包括NASA的41节点人体模型及Kuznetz模型,Wissler模型, Werner模型及北京航空航天大学开发的几个人体热调节模型.对进一步的研究提出了某些观点与建议.