母线椭圆率对椭球形金属隔膜翻转行为的影响

为确保椭球形金属隔膜可靠工作,采用数值模拟方法研究了不同母线椭圆率的椭球形金属隔膜翻转行为,重点分析了其对隔膜翻转压力、径向失稳和最终翻转型面的影响机理。结果表明,母线椭圆率的增加分别对隔膜翻转前期和后期的翻转压力产生负向和正向影响;母线椭圆率越大的隔膜在翻转过程中越容易发生径向失稳现象,且失稳程度更明显;随着母线椭圆率的增加隔膜最终翻转型面由椭球形转变为球形。因此在椭球形隔膜设计阶段应对母线椭圆率的影响加以考虑。     

旋流雾化喷嘴雾化特性的数值模拟

为了掌握旋流雾化喷嘴的雾化特性,基于CFD软件建立了该喷嘴的几何模型进行数值模拟,在验证了网格无关性和数值模拟结果可靠性之后,通过VOF和Realizable k-ε模型对不同压差工作条件下和不同结构的喷嘴分别进行数值模拟。结果表明:旋流雾化喷嘴的雾化流量、雾化锥角和流量系数会随着进、出口压差的增大而增大;喷嘴的旋流强度会随着喷嘴进、出口压差的增大而减小;当喷嘴的出口直径和出口长度增大时,喷嘴的各项雾化参数与理论值更接近,相应的雾化效果变好。     

减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟

针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。     

桨叶实度及轴间距对摆线桨气动特性影响研究

悬停状态下,设计参数和摆线桨间距离对摆线桨的气动特性有较大影响。首先通过算例验证滑移网格计算方法应用于摆线桨悬停状态下气动力计算的准确性,然后研究摆线桨在不同半径、弦长和桨叶数时的气动参数特性,最后计算分析不同距离时,摆线桨间的气动干扰特性。结果表明:随着半径增大,桨叶气动力和单位面积上载荷均增大;弦长越大,气动力越大,桨叶单位面积上载荷反而越小;4叶片摆线桨产生的气动力比3叶片和6叶片大,而3叶片的桨叶载荷最大;合力偏转角分别随转速和实度的增大而减小;随着摆线桨间距离的增加,气动力损失系数和合力偏转角均减小。     

某型导弹动导数风洞试验和数值模拟

动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。     

飞机框肋类零件外形样板三维快速设计原理及算法

作为近年来飞机型号研制中常用的内外形控制与协调方式,飞机样板因其使用便捷、成本低廉、技术成熟等优势,在当前飞机研制中仍具有不可替代性。在当前智能化技术快速发展的数字化环境下,依赖二维图纸的样板设计技术已明显成为制约飞机研制效率和周期的重要因素,研究和开发以框肋类零件三维几何模型为基础的样板三维设计技术已成为当前航空产业的迫切需要。针对上述问题,对框肋类零件样板的一大分支--外形样板的三维快速设计原理及算法展开研究,提出钣金零件几何属性提取及外形样板三维快速设计算法,主要内容为:提出框肋类零件基础结构特征定义及提取方法,基于提取结果构建零件弯边特征并计算样板设计所需几何属性,提出外形样板轮廓计算及补加添加算法,最终实现零件外形样板三维模型生成。经由实例测试,验证此算法的可行性与有效性。     

带CDFS的核心机过渡态数值模拟方法研究

针对带核心驱动风扇级(CDFS)的核心机过渡态数值模拟获得的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果不一致的问题,进行了原因解析和模型改进。通过分析影响CDFS加、减速工作线的主要因素,发现引起该问题的原因,是外涵放气系统节流位置随核心机状态改变,容腔容积偏离了物理容积。在分析容腔效应原理的基础上,提出以虚拟容积代替物理容积计算CDFS工作线的方法,并对模型进行了改进。改进后的模拟结果表明:采用虚拟容积计算的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果一致,可满足带CDFS的核心机过渡态数值模拟要求。     

混排涡扇发动机推力确定方法研究

引入具有物理意义的混合效率作为喷管特性,用于混排涡扇发动机推力确定。基于混合室入口内外涵参数,建立数学模型计算假设内外涵气流完全混合和不混合情况的推力,同时设置相应的边界条件,用数值模拟结果作为实际推力,得到不同试验点的混合效率。采用回归分析函数得到混合效率的特性方程。实际应用中,利用测取的混合室入口参数计算完全和不完全混合时的推力,再引入混合效率确定实际推力。利用该型发动机地面台架试验数据对本计算方法进行验证,计算结果与实测推力的相对误差均在2.0%以内,满足工程试飞要求。     

一种实时测控集群数据处理进程软件控制方法

在基于集群架构的实时测控系统上,通过软件设计实现一种满足数据处理实时性和系统高可用的集群数据处理进程控制方法。计算节点运行的数据处理进程采用多线程设计,对时间驱动线程和数据驱动线程分别设计了工作信号处理流程。实践证明方法不但能够保证计算节点完成数据处理任务的实时性和可靠性,还能动态完成集群节点的任务迁移和故障恢复,提高了测控集群系统的实时性和可用性,从而有效发挥集群系统架构在测控系统中应用的优势。     

前飞速度和升力偏置量对共轴刚性旋翼气动特性影响分析

共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此,本文通过求解可压雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟,获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明,随前进比增大,桨叶展向拉力分布更加趋于合理,拉力中心向桨叶中段移动,可以充分给桨尖卸载;旋翼升力主要由前行侧桨叶提供,升力偏置量过大容易产生激波诱导失速,不利于高速前飞。