基于综合设计的涡轴发动机热力循环方案研究

为了对比研究不同热力循环参数的涡轴发动机方案,建立集总体性能设计、尺寸流路设计、部件初步气动设计和重量估算的总体/部件为一体的综合设计模型,利用部件效率/气动负荷耦合设计和涡轮冷气量计算模型,实现发动机总体/部件的耦合设计。结果表明:在现有的设计技术水平下,低压比方案、高涡轮进口总温方案以及低压比和高涡轮进口总温的组合方案各具优势;高热力参数方案的设计必须以技术的进步为前提;未来涡轴发动机的总体设计将会沿着高热力循环参数和低热力循环参数两种方向发展。     

含有失谐特征的叶片-转盘-转轴转子系统动态特性

采用有限元法建立了叶片、叶片-转盘及叶片-转盘-转轴动力学模型,在结构谐调和失谐情况下,分析了不同类别的模型动力学特性,给出了不同模型的振型分布图和频率分布图.通过对比研究发现:对于叶片的特性计算考虑转盘和考虑转轴有着非常大的区别,一些模型出现严重的频率分裂和振型耦合现象.另外,由于失谐会造成叶片-转盘及叶片-转盘-转轴模型的不同类型的叶片耦合振动,也出现了振动频率的分离和集中现象,甚至导致系统模态的丢失和局部振动情况,结构失谐最终导致模态频率更为连续,这为叶片转子系统的设计带来一定困难.     

涡桨发动机动力涡轮设计研究

针对采用常规涡轮设计方法设计多恒定转速涡轮时,存在的难以兼顾不同状态点性能以及设计周期较长等问题,运用动力涡轮多设计点耦合设计方法进行研究。为了验证该方法是否有效,建立了涡轮模型并进行了3维数值模拟,在设计初始时确定了各设计点的性能。结果表明:该方法可以初步计算不同状态点下的速度三角形;在叶片造型时可以根据不同状态下的速度三角形进行优化选取进口几何构造角,使涡轮在不同状态下来流条件较好;多设计点耦合设计得到的涡轮在保证各状态下出口绝对气流角偏离轴向不大的同时各状态之间的效率均较高。     

风兜面积对气冷喷油杆性能影响的数值研究

以某型涡扇发动机加力燃烧室气冷喷油杆为研究对象,在梯形截面的风兜下底和高度不变的情况下,通过改变上底长度得到一系列不同风兜面积的几何模型,综合考虑外流场对气冷喷油杆内部流动和换热特性的影响,对其在巡航状态下进行了流/热/固耦合三维数值模拟研究,获得了不同风兜面积对气冷喷油杆引气率、冷却空气喷口流量分布、壁面平均冷却效果、壁面最高温度的影响规律.结果表明:引气率随风兜面积增大线性增大;喷油嘴凸台周围冷却空气喷口的流量沿气冷喷油杆内冷却空气流向呈二次曲线规律变化,且随风兜面积增大分布趋于均匀;随风兜面积增大,喷油杆、隔热套壁面平均冷却效果线性增大,壁面最高温度降低;有效抑制内涵高温燃气倒灌进入隔热套是避免喷油杆局部高温的关键.      

基于耦合传热的双脉冲发动机热防护层受热分析

针对双脉冲软隔层通道孔径对双脉冲发动机I脉冲燃烧室热防护层热环境的影响开展了数值仿真研究。对雷诺平均Navier-Strokes方程采用了双时间步LU-SGS迭代方法、AUSMPW迎风格式以及适合模拟分离流动的改进剪切应力输运(SST)湍流模型进行求解,通过保证流固耦合界面上的热流密度连续来实现耦合传热仿真。采用算例验证了算法及程序的精度和可信度。计算结果表明: I脉冲燃烧室热防护层表面的对流换热系数随软隔层通道孔径的增大而减小,最大对流换热系数平均减幅达20.3%,再附着点位置和对流换热系数最大值所在位置均向上游移动,分别平均移动24.2%和23.1%;I脉冲燃烧室热防护层表面的对流换热系数先增大后减小,且回流区内的对流换热系数相对较小,并在再附着点上游达到最大值。     

高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法

为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。     

TBCC燃烧室/喷管一体化壁面温度计算

基于Navier Stokes(N-S)方程组对包括隔热屏、隔热屏内外流、大气外流在内的涡轮基组合动力(TBCC)发动机燃烧室/喷管进行了一体化的气/热耦合数值模拟,考虑了燃气组分输运、辐射换热等影响,研究了其在某典型飞行状态下TBCC冲压发动机燃烧室/喷管筒体及隔热屏内外壁壁面温度、辐射换热热流及对流换热热流分布.结果表明:燃烧室/喷管筒体与对称面上下交线的壁面温度在轴向距离为0.5~2.6m内变化较小,在轴向距离为2.6~3.1m内急剧增加,在轴向距离为3.1~3.5m内急剧下降.之后,上交线筒体壁面温度沿流向减小,下交线筒体壁面温度先升高后降低.筒体壁面温度最高点在喷管下调节板收缩段,为1577K.隔热屏内壁面辐射热流在370~500kW/m2变化,上下交线处的辐射热流较外壁面的辐射热流约高300kW/m2,辐射热流沿流向先减小后增加.隔热屏外壁面辐射热流在50~200kW/m2范围内分布.      

高空长航时飞翼布局无人机静气动弹性研究

高空长航时大展弦比飞翼布局无人机在气动载荷的作用下所产生的较大的弹性变形,显著地改变了全机的升阻特性及静稳定性,常规的刚性飞机假设已不能满足其总体气动特性分析的精度要求.基于CFD/CSD松耦合的方法研究了大展弦比飞翼布局无人机的静气动弹性特性问题,结果表明:静气动弹性效应将显著降低这类飞机的升阻特性,并显著增加原设计配平巡航点的俯仰力矩;滚转静稳定性导数可提高41.7％,同时改善了刚体外形设计中存在的纵向静不稳定现象;局部气动载荷显著地向翼根转移,从而有利于结构设计.     

大视场紧凑型仿生复眼成像系统研究

针对视觉导航系统对小型化、超分辨成像和近程立体视觉的需求,研究了一种基于微端面光纤面板的大视场紧凑型仿生复眼成像系统。利用视轴发散的微小型透镜组进行大视场成像,并以切削斜端面的光纤面板进行图像传输,将大面阵(5120×5120像素)CMOS相机与光纤面板后端面直接耦合实现图像输出,可实现9个视场部分重叠子孔径图像同步实时输出和采集。在实时化拼接处理中,利用CUDA并行加速方法进行图像拼接,单帧的拼接耗时小于30ms。视场部分重叠复眼成像模式还可配置偏振片或滤光片构成全偏振或多光谱成像,在天空偏振光导航、无人机紧急避障、弹载侦察、近程引信以及水下无人潜航器导航等领域具有广泛的应用前景。     

亚声速气流激励下旋转叶片的饱和渗透现象

研究了在1∶2内共振条件下,压气机叶片在亚声速气流作用下的非线性耦合振动响应。利用涡格法得到了三维绕流压气机叶片的横向气动载荷。采用Chebyshev-Ritz法获得旋转叶片的第一阶扭转模态和第二阶弯曲模态的模态函数,并将计算出的前三阶频率并与有限元计算结果进行对比。利用Galerkin法对系统的偏微分方程进行截断,得到扭转模态与弯曲模态的两自由度常微分方程。通过对存在线性刚度项耦合的系统进行了求解,得到了系统存在的两种可能的解支,并对其进行稳定分析。通过对系统两阶模态间能量传递的分析,计算了当调谐参数为σ=0,σ1≠0以及调谐参数为σ=0,σ1=0时系统扭转模态与弯曲模态的力-幅曲线,分析了模态幅值间的饱和行为和能量传递的现象,当外激励调谐参数σ1=0时,扭转模态幅值的跳跃现象消失。同时分析了不同参数对力-频、幅-频特性的影响。