提高超声速压气机级喘振裕度方法研究

在超声速压气机气动设计时,为实现设计点高性能和宽喘振裕度,提出采用优化方法以设计点性能为目标进行叶片设计,通过转/静子叶片几何手动修改提高压气机喘振裕度。以NASA Rotor 37为原型,应用此方法进行更高性能超声速压气机转子气动设计,并匹配静子,构成压气机级。结果表明:超声速压气机转子通道激波推出和静子大攻角分离是失速发生的主要原因,因此分别进行转子叶片前掠设计、改变叶尖稠度,以控制激波位置,单转子喘振裕度可从约7%提高到18%以上;静子上采用前掠、切向弯、修改叶片数及几何进口角等措施,最终将此压气机级的喘振裕度由约18%提高到30%以上。     

壁温对氢燃料超燃燃烧室流动特性的影响研究

为了研究超燃燃烧室壁面换热与超声速燃烧之间的关系,运用FLUENT软件,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散燃烧模型、密度基AUSM+隐式算法对中国空气动力研究与发展中心的双模态燃烧室模型开展三维冷态和热态流场计算,模拟条件来流马赫数为2.05,总温T_t为1870.9K,分别模拟了壁面温度为500K,700K,900K,1300K以及绝热条件下的超燃燃烧室的燃烧场。燃烧室壁面压力数值模拟结果与实验结果吻合较好,壁面温度为500K,700K,900K,1300K和绝热时,平均误差分别为8.89%,5.78%,14.41%,13.97%,16.53%。通过对比分析发现:随着壁面温度的降低,壁面压力趋势大致不变,但壁面压力值降低,同时壁面压力的压升起始点大幅后移;燃烧所产生的激波串逐渐向燃烧室下游移动,激波串结构发生改变,但激波串前端均为X形激波;燃烧室内马赫数有所升高;燃烧场高温区域面积减小;燃烧室燃烧模态由亚燃模态逐渐向超燃模态转换。     

导弹垂直发射燃气排导系统两相流场数值分析

根据燃气排导系统内两相流场的分布特点,利用可压缩雷诺 N-S平均方程对流场进行计算。湍流模型采用标准 k-ε二方程模型,采用颗粒轨道模型对颗粒相进行模拟,利用 FLUENT就发射高度及燃烧室压强对三维流场参数分布的影响进行了重点分析,为优化发射结构设计提供了重要的理论依据。     

基于内冲液的电火花小孔加工间隙流场仿真研究

电火花加工小孔时,间隙流场中的电蚀产物和气泡如果不能及时排出,会严重影响加工效率和加工质量。通过对电火花间隙流场特性分析,建立三维圆柱组合体间隙流场几何模型,运用FLUENT软件中VOF、DPM模型和二次开发功能来实现电蚀产物和气泡在底面加工间隙内不断随机生成,建立电火花小孔加工间隙流场气–液–固三相流耦合仿真模型,并加入中空内冲液排屑方法,仿真分析了不同冲液速度和不同加工深度下电蚀产物和气泡在间隙流场中的分布情况。对电蚀产物颗粒分布进行统计,表明增大内冲液速度能够促进电蚀产物排出,减少底面和侧面间隙内气泡相的浓度。加工深度越小,底面间隙处向上的速度越大,电蚀产物和气泡越容易排出。     

基于非结构网格求解器的CHN-T1标模气动特性计算研究

高可信度计算流体力学(CFD)技术在大型运输机精细化气动设计中发挥着越来越重要的作用。虽然目前基于RANS方程的数值模拟技术已经应用于大型运输机复杂外形的气动性能计算与分析中,但其可信度仍需进一步确认。针对AeCW-1组委会发布的CHN-T1运输机标模,采用基于RANS方程的非结构网格求解器TNS进行了气动性能计算,并与组委会提供的风洞试验结果进行了对比。此外,还研究了网格量和湍流模型等因素对巡航气动特性计算结果的影响,以及支撑干扰和静气弹变形对跨声速抖振特性的影响。结果表明,TNS预测的巡航升阻比及跨声速抖振特性等气动性能与试验值吻合良好,计算结果完全位于试验值误差带内,验证了所采用的非结构网格求解器在大型运输机复杂外形气动力预测中的可靠性。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。     

叶型结冰计算及流场分析

叶型结冰会改变叶型原有的气动外形,影响气动特性。采用 FENSAP-ICE软件对 NACA0012翼型的 结冰进行数值计算,并与试验结果进行对比验证;对压气机进口导叶叶型进行二维结冰计算,并对数值计算结 果进行流场分析。结果表明:明冰对叶型的气动性能影响大于毛冰,叶型气动特性的衰退主要受分离区中上分 离涡的影响,叶型前缘上翘的明冰引起叶型尾部分离区域面积增大,强烈的分离涡导致结冰后叶型压力损失 增大。     

民用发动机附件风扇叶轮疲劳寿命数值分析

叶轮疲劳寿命是影响风扇寿命的关键因素,鉴于风扇叶轮低循环疲劳试验周期长、成本高,在叶轮结构前期设计时,对某型叶轮低循环疲劳寿命进行数值分析,根据仿真分析结果初步预估叶轮寿命,给后期的叶轮疲劳寿命试验提供一定参考依据。仿真主要通过对风扇流场、叶轮强度、疲劳及叶轮模态进行分析,得出风扇流场和结构气动载荷下分布云图、叶轮离心、气动、离心气动耦合载荷下应力云图及叶轮前六阶模态云图。结果表明：离心叶轮工作时受到主要载荷为高速旋转时离心载荷,气动载荷对叶轮结构的影响相对较小;在离心气动载荷耦合的情况下,叶轮在19 955 r/min工作转速下的vonMises等效应力及最大应力为21.25 MPa,远小于叶轮结构材料2A70 T6屈服强度204 MPa和疲劳强度102.6 MPa,评估出叶轮结构在整个寿命期内不会发生屈服失效、疲劳失效,能够满足60 000次低周循环疲劳寿命的要求。在静态分析基础上探讨了不同转速下叶轮的动态特性,并绘制叶轮模态特性随转速变化的Campbell图,给出共振风险点,为后续综合考虑动态、静态特性对叶轮疲劳寿命影响奠定基础。     

基于分裂激盘的进气道/ 风扇联合流场计算

为对进气道和风扇联合流场一体化进行计算,在常规激盘模型理论的基础上建立了改进的分裂激盘模型,并通过数值模拟方法与原模型进行对比,验证了分裂激盘模型相对常规激盘模型的准确性。通过使用分裂激盘模型对压气机部分模化,分析了包含分裂激盘模型的进气道风扇联合流场数值模拟问题。研究表明:分裂激盘模型可以有效地消除激盘模型假设产生的误差,数值模拟结果更接近全3维模拟结果,为进/发一体化联合流场的数值模拟提供1种可行的准确方法。     

RBCC进气道喉道及唇口调节数值研究

为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。