离心压气机自循环预旋喷气机匣处理的设计和验证

采用一种预旋喷气机匣处理提高离心压气机特定转速范围内的稳定裕度.通过引气加大离心叶轮进口基元级流量降低通道堵塞,并借助回流预旋喷气改变前缘攻角抑制叶背分离是该机匣处理扩稳的主要机理.基于这样的认识,对机匣处理做了几何参数设计研究,发现轴向搭接位置、搭接长度和开槽角度是影响机匣处理性能的3个主要参数.通过几何参数的合理选取,在尽量提高80%设计转速稳定裕度的同时兼顾100%设计转速的效率.压气机部件性能试验验证了该设计方法的有效性,并观测到在低转速时,机匣处理可以同时提高稳定裕度和效率.      

翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响

为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表明:翼伞弧面下反角越大,升力及诱导阻力越小,升阻比变化不大;前缘半径、厚度小的翼伞翼型,阻力更小,升阻比大;前缘切口对翼伞影响区域限于前缘附近,压力分布同干净翼类似,降低了其失速迎角,对升力影响不大,但明显增大阻力。该数值方法可为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供参考。     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

基于前缘吸力的直升机旋翼悬停诱导功率

本文得出了非定常可压缩升力面情况下直升机悬停时基于前缘吸力的旋翼诱导阻力及功率的计算公式,算例表明了它的适用性,此式可作为优化桨叶平面形状的基础。     

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.      

高温热管性能分析与试验

设计并制备了钠工质、高温合金管壳的丝网型高温热管,测试并分析了在辐射和自然对流散热条件下不同加热功率和不同倾角对热管启动特性和稳态工作后等温性能的影响。结果表明,钠高温热管在不同倾角下都可顺利启动,而且随着加热功率的增加,钠高温热管启动时间越短,但倾角对启动时间影响不大。在倒置45°和倒置90°倾角时,在较大功率下热管的蒸发段出现温度激增现象,分析认为是由于丝网吸液芯毛细力不足导致蒸发段出现工质干涸造成的,说明已经达到了热管的毛细极限。     

翼型支板火焰稳定器结构参数的研究

以NACA翼型参数算法为基础进行翼型支板火焰稳定器设计,并采用数值模拟方法探讨了翼型稳定器最大厚度位置和截尾厚度两个结构参数对总压恢复系数和回流区长度的影响.结果表明:在来流马赫数为0.15~0.30的条件下,随着翼型稳定器最大厚度位置向尾缘方向后移,总压恢复系数先增大后急剧减少,回流区长度则呈现相反趋势;翼型稳定器截尾厚度越小,其最大总压恢复系数越大,且回流区长度与截尾厚度的1.5次方成正比.      

喷注壁面楔状流层流边界层速度与温度相似解

建立了壁面有喷注的楔状流层流边界层冷却数学模型,求解经相似变换得到的描述无量纲流函数和无量纲温度的常微分方程,获得了楔状流层流边界层无量纲速度和温度的相似解,给出了考虑壁面喷注边界条件的形式简洁、物理意义明确的无量纲流函数拟合式;用Runge-Kutta法求解无量纲速度与温度的常微分方程,获得了壁面有喷注的楔状流层流边界层无量纲速度和温度随楔形角、吹风参数、冷却介质温度的变化规律.通过计算0°,18°和36°楔形角的楔状流层流边界冷却速度与温度分布得到以下结论:楔状流速度边界层和温度边界层厚度都随楔形角的增大而变小,随着吹风参数的增大而增大;当冷却介质温度越低、吹风参数越小、楔形角越大时,靠近壁面处楔状流层流边界层内温度梯度越大.      

球面收敛二元喷管电磁散射特性

采用迭代物理光学法和等效边缘电磁流法,对球面收敛二元喷管电磁散射特性进行研究.计算分析了该喷管电磁散射的构成及散射机理、散射场的空间分布特性、散射的频率特性,分别计算和对比分析了电磁波在俯仰平面和偏航平面入射时喷管在中间和最大两种状态下的电磁散射情况.研究表明该喷管在垂直极化下边缘绕射场对散射总场的贡献在大角度下体现.电磁波入射频率越高,该喷管后向散射越强烈,雷达散射截面分布对姿态角度越敏感.      

某型飞机平尾前缘抗鸟撞优化设计

进行了某型飞机部分平尾前缘结构的抗鸟撞优化设计。通过有限元分析对比研究了蒙皮厚度、翼肋个数、隔板对平尾前缘抗鸟撞性能的影响。从分析结果可以看出,增加隔板的方案对结构抗鸟撞性能的提高最明显。然后,进行了增加隔板的平尾前缘结构鸟撞试验,试验结果与模拟结果吻合良好,满足结构的抗鸟撞要求。