自循环机匣处理周向覆盖比例和喷嘴轴向位置对轴流压气机扩稳效果的影响

为了揭示自循环机匣处理周向覆盖比例和喷嘴轴向位置对扩稳效果的影响规律,在固定引气位置于叶顶阻塞区域的前提下,设计了6个不同周向覆盖比例和4个不同喷嘴轴向位置的自循环机匣处理结构,并以一个高亚声速轴流压气机转子为研究对象进行了数值模拟。结果表明:随着周向覆盖比例增大,压气机的综合稳定裕度先增大后减小,峰值效率则单调降低,综合稳定裕度改进量最大的周向覆盖比例为90%,兼顾扩稳效果和效率损失的最佳周向覆盖比例为30%。随着喷嘴位置由叶顶前缘沿轴向逐渐前移,压气机的扩稳效果变化不大,但效率有所提升,而且喷嘴位置越往前移,效率提升越多。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

自循环机匣周向偏置对轴流压气机非定常流场的影响

本文以NASA Rotor 35为研究对象,设置了正15°、0°和负15°三种不同周向偏置度数的自循环机匣,利用NUMECA软件包进行三维非定常数值模拟以研究机匣处理对压气机非定常流场的影响。计算结果表明,针对NASA Rotor 35由通道激波与叶顶泄漏涡相互作用导致的失速,不同周向偏置角度的自循环机匣处理均能够较好地拓宽压气机的稳定工作范围,且几乎不影响压气机峰值效率。其中周向偏置正15°的自循环机匣虽然流量裕度改进量最大,但是压气机的压比下降较大。周向偏置后自循环机匣的扩稳能力不再遵循传统上以回流量、喷嘴出口速度和自循环装置内的流动损失来关联扩稳效果的经验规律,而是由桥路和流场耦合的非定常过程导致的。其喷射和抽吸作用对叶顶流场的激励使得叶顶静压分布、泄漏流产生周期性波动,不同物理量峰值在时域上存在相位延迟。     

襟翼高升力系统和结构部件飞机维修手册程序验证研究

目前,我国民用飞机维修手册验证工作尚无相关标准和规范,亟需开展相关研究工作,争取早日建立完备的手册验证体系。在国产某型客机试飞阶段,结合试飞改装工作进行大批量维修手册操作验证工作,提出手册验证操作的技术要求、操作流程和实施要点;以襟翼高升力系统和结构部件的飞机维修手册验证程序为例,从实际操作可行性和省时性角度出发,开展手册验证计划编排和验证实施方法设计,总结维修操作难度较大的襟翼拆装程序编写实施要点、注意事项、常见维修性问题及改进方法,为后续验证工作提出建议。     

大型飞机增升装置气动机构一体化设计软件及其应用

为满足现代大型飞机先进增升装置多目标综合最优的设计目标,本文结合气动、机构并行设计思想,基于VB、Qt和Catia二次开发环境搭建了增升装置气动、机构综合设计软件。其中包括翼身组合体、巡航构型、起降构型和机构设计四个设计模块,用户可从不同翼身截面数据点,通过拉伸组合成用户所设计的干净构型;利用NURBS曲线使干净构型快速切割出带增升装置的曲面外形;根据缝道参数经验值和机构约束将所切增升装置偏转并设计出合适的起飞、着陆卡位模型,并配以对应卡位设计机构。本文通过对多架、多类别大型客机进行设计并按照预期设计完成切割,完成不同固定翼机型以及翼身组合体机型的切割。经过大量的设计实例验证,软件具有广泛的通用性,能够实现对任意飞机的增升装置进行快速设计。     

轴流压气机静子声辐射场的理论分析

本文利用随机脉动调制理论，建立了轴流压气机静子离和噪声和宽频噪声通用的计算模型，对静子声源及其辐射场进行了理论研究，依据现有粘性尾迹经验公式，基于薄翼阵风响应理论，给考虑翼型弯度及攻角影响时静叶叶片和上动叶片尾迹相互作用的脉动升力响应计算公式，分析了压气机几何参数和气动参数对声辐射的影响，并在声功率级频谱图上展示其变化趋势。本文对压气机气动噪声机理的探讨结果将为低噪声轴流压气机的设计提供理论依据。     

大型液体火箭发动机的最新发展

根据美国对ＳＳＭＥ和ＳＴＭＥ的改进设计以及前苏联、欧洲和日本分别对ＲＤ－０１２０、Ｖｕｌｃａｉｎ和ＬＥ－７发动机的开发研究，探讨在研制未来大推力液体火箭发动机（ＬＲＭ）中各国的指导思想和设计原则，分析世界在这一领域的发展动向。     

单自由度扑翼模型脱落涡及其升力机制的实验研究

采用色流实验与particle image velocimetry(PIV)测量相结合的方法,对单自由度扑翼模型所产生的脱落涡进行实验研究,得到以下结论:①在扑翼上扑或下扑的过程中,前后缘处产生连续的牛角形涡环,且脱落涡均存在展向运动.②翼翅表面脱落涡的交替产生,使得翼翅上下表面交替产生不对称分布的压力差.③研究对象产生升力的条件是攻角与来流速度均不为零.④扑翼上扑和下扑过程中,脱落涡环量最大值均出现在单行程的3/5处.⑤脱落涡环量与扑动速度成正比.⑥相比上扑过程,下扑过程中翼翅对流场做功更多,在一个扑动周期内,这多余的能量转换为扑翼升力.     

辐射板强化喷管换热与红外抑制效果试验研究

试验研究了在发动机喷管中加装金属辐射板前后,喷管壁面温度、热喷流温度与喷管红外辐射特征的变化.结果表明,加装金属辐射板后,热喷流与喷管壁面之间的热量传递显著增强,热喷流中心温度降低,壁面温度明显升高,在90°方向上,热喷流3 ～ 5μm波段的红外辐射强度降低了38.5％.文中从热喷流、喷管壁面以及金属辐射板等相关部件的温度变化情况对红外辐射强度的变化原因进行了解释.     

基于离散协同射流的翼型增升减阻方法

协同射流是一种近壁面流动的高效、低能耗主动控制技术。重点开展了一种应用离散协同射流的二维翼型增升减阻效应的数值模拟研究,分析了离散协同射流的堵塞度和喷口密集度等关键参数对流场结构、气动特性、功率消耗及能量利用率的影响效应与作用规律。在施加离散协同射流措施后,能够使翼型近壁面空间流场更有效地产生较强的相干涡结构,使得射流与主流及边界层充分混合,可显著提高同等迎角下的升力系数、明显减小阻力系数,最大升力系数提高近150%,失速攻角推迟约5°。研究表明:离散协同射流是一种显著提高翼型性能的高效流动控制方法。