高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。     

具有针肋的狭窄空间冲击冷却实验和数值计算

对具有全高度针肋扰流的狭窄空间冲击冷却进行了实验和数值计算,并与平板靶板冲击冷却传热性能进行了对比分析.射流冲击雷诺数范围为15000~30000.实验采用瞬态液晶热像技术获得了冲击靶板上详细的传热分布,并通过数值计算获得了冲击冷却系统中的流场和传热特征.实验研究表明:狭窄空间冲击冷却中的针肋靶板端壁上的平均传热性能比平板靶板提高约7.0%,压力损失提高约17.9%,并且针肋改善了靶板端壁上传热均匀性.另一方面,数值计算分析表明近壁面射流以及空间中的上洗涡流与针肋表面发生强烈相互作用,并且针肋显著地增加了换热面积,因此具有针肋扰流的冲击冷却系统具有显著增强的总体传热性能,比平板冲击冷却提高约27.0%.      

基于红外热像仪测温原理的物体表面发射率计算

被测物体的发射率对红外热像仪测量温度的准确性影响突出.物质表面的发射率不仅取决于物质的内在性质,同时还取决于物质表面的各种物理状态,这些因素使得发射率的测量很复杂.从红外热像接收的有效辐射着手,获得两种计算发射率的方法,这两种方法简单实用.     

进口总压随机脉动的数值模拟方法

为了能用数值计算方式模拟动态总压畸变对航空发动机稳定性的影响,首先要模拟出进口总压的随机脉动过程.根据进口总压随机脉动的正态分布特点及相关性特征,获得了带有指数自相关函数的动态总压畸变的随机过程,同时分析了积分时间常数、时间步长以及时间长度等参数对所生成的总压随机脉动过程的影响.结果表明,为了获得较好的模拟效果,时间步长应取得较小,时间长度应取得足够的长,而积分时间常数对模拟的可靠性则影响不大.      

红外热像边界层转捩探测的飞行试验应用研究

针对飞行试验层流测试,开展基于红外热像的边界层转捩探测技术应用研究。分析了高空飞行条件对红外测试的影响因素,包括光路布局、蒙皮表面处理工艺、蒙皮加热等,有针对性地提出红外测试方案。在此基础上,以某民用飞机为试验平台,开展飞行演示验证试验,飞行海拔高度范围5km至7km,马赫数范围0.5至0.65。进行了有/无蒙皮加热、有/无太阳等状态的机翼表面热图采集,对比分析蒙皮加热、太阳辐射等因素对红外转捩探测信噪比的影响特性,通过多个架次试验观测分析机翼前缘污染对转捩的影响特性。为消除由前缘污染物诱发湍流楔等因素导致转捩位置误判,提出了一种基于统计分析的机翼转捩位置判定方法,提高了转捩探测结果的可靠性。本文提供了三组真实飞行条件下的边界层转捩位置数据,雷诺数达到1.5×107。演示验证飞行试验结果表明,通过蒙皮内部加热方式可有效提高红外热图信噪比,利用固定转捩方法验证探测结果,使用本文方法测得的转捩位置偏差量不超过弦长0.5%。     

温比对第一级导叶端壁气膜冷却特性的影响

利用高温风洞及远红外热像技术,在两种主燃气与冷气温比(TR)(1.64、2.68)和4种气膜注射吹风比(BR)(0.6、1.0、1.5、2.0)下,研究了导叶端壁十排复合角度圆形气膜孔的综合冷却效率。对比高、低温比下的实验结果发现:(1)在无气膜时,端壁前缘的最高温点会因主流温度的提高而更靠近叶片前缘;(2)气膜出流时,端壁近吸力面区域冷却效率高于近压力面区域,冷却效率随BR的提高而不断增大,且BR从1.0增加到1.5时,冷却效率增幅最明显;(3)在同一BR下,端壁的综合冷却效率会随TR的增加而提高,但随着BR的不断加大,TR对端壁平均冷却效率的影响逐渐减小,即:相比于TR为1.64下的面平均冷却效率,TR为2.68工况下的平均冷却效率在BR为0.5时可提高18.2%,而在BR为2.0时,其只相对提高了8.8%。     

桥式槽处理机匣的扩稳机理研究

利用数值模拟的手段对桥式槽处理机匣的失速机制和扩稳机理进行研究。通过与实壁机匣和全通槽处理机匣的对比分析结果表明:叶尖泄漏和叶片吸力面的分离均会引起叶尖通道堵塞,进而诱发失速。在实壁机匣情况下叶尖泄漏流堵塞叶尖通道是诱发失速的主要原因;全通槽和桥式槽处理机匣均能减弱叶尖泄漏流强度,但是全通槽处理机匣加剧了吸力面的分离,这造成了较大的效率损失;而桥式槽处理机匣能够通过改变抽吸区和喷气区的面积大小控制泄漏流和分离流引发的流道堵塞,从而在裕度提升和效率损失之间取得平衡。研究表明:喷气区面积越大,叶尖攻角越大,吸力面分离越强,压气机效率越低;抽吸区面积越大,泄漏流越弱,压气机的失速裕度越大。     

航空航天复合材料结构非接触无损检测技术的进展及发展趋势

新型复合材料在航空航天领域获得广泛应用,有些甚至已代替金属成为某些核心部件的主要结构材料,此类材料及其构件在结构、材料特性、所需检测条件等方面的特殊性对无损检测技术提出更苛刻、更有针对性的检测需求,如不能使用耦合剂、高效率、高可靠性、实时、直观、绿色环保等,非接触无损检测技术被认为是满足上述检测需求的重要手段,已有多种非接触检测技术为航空航天制造及维护提供服务。本文结合航空航天工业的发展趋势及该领域对新型复合材料的检测需求,就目前国内外研究较热且具有较大应用潜力的多种非接触无损检测技术(包括空气耦合超声检测技术、红外热像技术、激光超声检测技术、散斑干涉技术)进行综述,总结各方法所具有的技术特点、研究进展与应用情况。最后,综合各技术研究现状展望非接触无损检测技术的发展趋势,为此类技术在相关领域的研究与应用提供一定的参考和借鉴。     

用于叶尖射流扩稳的Coanda喷嘴参数化研究

为提高压气机叶尖射流扩稳研究中喷嘴的附壁性能,采用数值方法研究了Coanda表面形式以及喷嘴宽度对Coanda喷嘴附壁性能的影响。计算结果表明:Coanda喷嘴的附壁性能与喷嘴上型线出口段的曲率密切相关,上型线出口段曲率大于1/6 mm-1时,喷嘴的附壁性能随着上型线出口段曲率的减小而提高;上型线出口段曲率减小到1/6 mm-1后,喷嘴的附壁性能不再改变。型线确定后,喷嘴的附壁性能随喷嘴宽度的增大而降低。     

驻涡式处理机匣对跨声速压气机扩稳的数值模拟

提出了一种驻涡式处理机匣结构,通过叶片通道前后以及叶片压力面和吸力面共同作用的压差,驱动流体产生回流.将通道后部的附面层流体吸除,然后在叶片前缘注入,增大叶尖泄漏流内的动量,从而达到扩稳的效果.该设计将抽气槽与喷气槽的方向和主流流动方向设计成一致方向,以减少掺混损失.此外,该处理机匣在轴向上完全在转子叶片内部,不需要前伸量,因而可以方便地应用于多级压气机中的任何一级,而不会和静子叶片发生干涉.通过数值模拟对这一设计进行了验证,结果表明该处理机匣可以扩大跨声速压气机转子裕度17.39%,而对效率不会产生明显的影响.