变截面旋转裂纹梁横向振动特性的研究

对损伤结构进行动力特性分析是进行无损检测的重要基础,而对于旋转梁结构的裂纹损伤动力特性研究,却鲜有文献涉及。以变截面旋转裂纹梁为研究对象,对其横向振动特性进行研究,提出一种求解变截面旋转裂纹梁横向振动特性的新方法。首先利用扭转弹簧模拟裂纹效应,建立含裂纹梁局部柔度模型,然后采用Frobenius方法求解振动方程,得到方程的级数解析解,并研究裂纹位置和深度对振动频率的影响,分析不同损伤程度、不同转速工况下梁的前两阶固有频率变化情况。结果表明:本文方法是有效的,转速和损伤程度的变化并非独立影响梁的固有频率,两者间具有耦合作用机理,对于变截面梁同样成立。     

横向射流影响缓燃向爆震转捩过程的试验研究

为探究横向射流对缓燃转爆震过程的影响,在高为20 mm,深为6 mm,总长为810 mm的矩形通道内进行了横向射流加速起爆的单爆试验。采用甲烷和氧气的预混气为反应物,点火源为点火能量为50 mJ的弱火花塞点火。垂直于主流的横向喷射孔径为1 mm,喷射介质为与反应物同浓度的混气。试验主要研究射流延迟时间、射流位置、射流数量和射流分布形式对起爆特性的影响。结果显示,射流各喷射位置下均存在相应的最佳射流延迟喷射时间使得预混气的起爆时间最短。射流位置分别位于距点火区90、270 mm处的平行双射流和90、180 mm处的交错射流均具有最短的起爆时间,约为1 ms。     

超声速气流中凹腔对液体射流穿透深度的影响

采用高速摄影对凹腔上游液体垂直射入超声速气流中的穿透深度展开了试验研究。进行了不同喷注位置和液气动量通量比条件下,平板射流和带凹腔射流的试验,研究了凹腔对射流穿透深度的影响。试验发现,射流穿透深度在凹腔前缘降低,射流边界曲线向凹腔内弯曲;射流穿透深度在凹腔后缘增大。凹腔对射流液雾的卷吸作用使穿透深度降低,剪切层撞击凹腔后缘形成的高压波传递使得穿透深度在后缘增大。减小液气动量通量比是增大凹腔对射流卷吸作用的途径之一。喷注在凹腔上游3倍凹腔深度的距离上,凹腔对穿透深度降低最大。      

发散孔结构参数对横向波纹表面气膜绝热冷却效率的影响

针对加力燃烧室特定横向波纹结构的隔热屏发散冷却进行数值模拟,主要研究发散孔孔节距、孔径以及开孔率等3个结构参数对发散冷却效率的影响。结果表明:由于处于波纹波谷的相邻气膜射流更易于形成相干,从而在波谷形成更强的集聚效应,造成波谷附近的绝热壁面温度低于波峰区域;在相同的壁面单位面积冷气用量下,减小孔径、增大开孔率均显著改善气膜冷却效率,尤其是在发散气膜的前排起始段;发散孔流向节距大于展向节距的长菱形排布相对较优,但在小吹风比下发散孔排布节距比对展向平均绝热冷却效率的影响非常微弱。      

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

直流低速风洞收缩段的数值模拟研究

采用商用软件FLUENT对双三次曲线和维辛斯基曲线这两种收缩段曲线进行了数值模拟,旨在通过仿真结果为低速风洞收缩段的设计选择一种较为合适的曲线。从流函数、静压、速度图中可以看见,收缩段曲线采用双三次曲线时各截面参数均匀,可以达到很好的收敛效果,通过本次数值模拟计算可为低速直流风洞的设计及优化提供了重要的依据。     

非对称地面效应对无尾飞机稳定性的影响

针对非对称地面效应,重点研究了非对称地面效应对飞机横向和航向气动特性的影响.采用计算流体力学(CFD)方法研究了机翼弦平面距甲板高度、雷诺数和甲板风速的影响,并通过与以往文献中的试验数据对比,验证了CFD方法的准确性.机翼弦平面高度是升力、滚转力矩和偏航力矩最主要的影响因素,降低机翼弦平面高度会减弱横向和航向稳定性.机翼弦平面高度从1.5m降低到1.2m和1.0m时,横向稳定性分别降低了2.8%和5.6%.增加雷诺数能够显著提高升力,但对偏航力矩影响不大.增加甲板风速度能提高升力和滚转力矩的绝对值.甲板风速从0m/s增加到15m/s,升力和滚转力矩仅变化1.1%和3.4%,因此甲板风速的作用是次要的.      

浅凹槽底壁横向燃料喷射对流动和燃烧特性的影响

模拟了高度30km,飞行马赫数6的超声速燃烧室流场和燃烧特性.通过对固定长度、不同深度的一组浅凹槽底壁燃料横向喷射的燃烧室的冷态与燃烧工况进行数值计算,并将其和传统壁面横向喷射方式进行比较,发现引入浅凹槽底壁喷射结构能有效减弱流场的激波系强度,明显降低燃烧流场的总压损失;凹槽前壁面和喷流柱之间形成稳定的亚声速回流区,能够稳定火焰,这在较大深度凹槽会更明显.引入浅凹槽一定程度降低了横向射流穿透深度,这也导致燃烧效率相比传统壁面横向喷射结构有一定下降.     

突跃型与平滑型斜爆震波起爆机制数值模拟

采用带有化学反应的Euler方程,对突跃型与平滑型2种形态的斜爆震波(ODW)在起爆机制和结构特点等方面的差异进行了研究.结果表明:斜激波(OSW)后是否存在亚声速区是判定斜爆震形态的依据.当波后火焰抬升斜激波面使得亚声速区存在时,横向激波与三波点结构就会出现并形成突跃型斜爆震.当波后所有区域皆为超声速区时,波后火焰燃烧无法影响到上游激波面,则会形成平滑型斜爆震.通过斜激波关系式给出了横向激波形成所需的临界斜激波角度,只有当斜激波角度大于此临界角度时才能形成突跃型斜爆震波,反之则形成平滑型斜爆震波.      

收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,本文利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道收缩比存在临界值,在临界值下提高收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受收缩比变化的影响。此外,提高收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。