有限长壁面处理对叶片气动弹性稳定性的影响

应用壁面处理控制叶片颤振与其他方法相比有其特殊优势,但由于加入软壁面特别是有限长的壁面处理,给求解方法带来很多困难.本文提出一种新的模型,采用一种新方法--传递单元法,从而有效避免了界面匹配和特征值求解中引起的各种困难问题,并且通过该模型可以探讨研究者们更为关心的有限长壁面处理对叶片颤振特性的影响.数值计算结果表明,有限长壁面处理阻抗值的大小对气动弹性稳定性有显著影响.因此,本文提出的模型为实现应用壁面处理控制叶片颤振,进一步丰富了其理论依据.     

风切变场中直升机的稳定性和操纵性研究

研究了无铰直升机在风切变场中的稳定性和操纵性.采用挥舞-变距-扭转耦合的旋翼动力学模型、广义涡流理论所导出的诱速分布模型、以及风切变的线性模型,来建立直升机在风切变场中的分析模型.通过对直升机动稳定性特征根和风切变场中的操纵响应的计算,对风切变场中直升机的响应做了初步分析.     

周向槽机匣处理对跨声速轴流压气机影响分析

设计了一种周向槽机匣处理结构,并利用全三维定常数值模拟方法,研究了该机匣处理结构对某跨声速轴流压气机转子性能和流场的影响。结果表明,数值模拟结果与实验结果符合良好,该周向槽处理机匣使压气机转子的失速点流量减小了11．5％．有效地扩大了其稳定工作范围,但是同时也使得其峰值效率下降了0．82％。对压气机转子内部流场的分析表明,周向槽处理机匣扩稳的主要机理在于其对叶尖间隙泄漏涡与激波干扰后形成的低速流团的抑制,以及对叶片吸力面附面层径向涡在机匣面堆积形成的低速流团的吸除。     

旋转总压畸变对压气机稳定性影响的二维不可压缩模型

以Moore-Greitzer模型为基础, 发展了一个预测轴流压缩系统动态失速特性及进气非均匀性影响的二维不可压缩理论模型, 并利用该模型计算分析了进气总压畸变的幅值和旋转频率对下游压气机稳定性的影响.计算结果表明:进气总压畸变的幅值和旋转频率对压缩系统的动态失速特性和稳定性都有强烈的影响, 旋转频率对旋转失速边界和喘振边界的影响类似.但是, 对应系统稳定裕度损失最大值的"危险"响应频率强烈地依赖于其旋转失速的传播频率.      

二维抛物化稳定性方程的特征分析

在对抛物化稳定性方程(PSE)的基本流场没有做任何近似假定的情况下,分析了PSE的特征性质。分析表明,当法向速度不为零时,PSE有一个非零主特征值,其余主特征值都为零。PSE的次特征值与扰动波的空间波数α有关,α的实部代表扰动波的波动情况,它可以直接导致复特征值出现;α的虚部表示扰动波的增长(衰减)情况,当它的绝对值超过一定范围时,也会在边界层内亚声速区的局部区域导致复特征值出现。增大求解PSE的空间推进步长,可以克服PSE的椭圆性。     

进口动态总压流场对燃机稳定性裕度影响

为了得到某燃机发生喘振的原因,在燃机进口进行了动态流场测试,对流场中存在的较大涡旋尺度、较大瞬间动态压力畸变以及与进口涡壳共振产生的转速基频脉动等动态流场特点进行了详细研究,获得了进口动态总压流场特点.试验数据和资料分析表明:进口动态流场的特点使发动机稳定裕度损失加大,从而造成发动机喘振.      

六管吸气式脉冲爆震发动机试验

设计了单管内径为68mm的六管吸气式脉冲爆震发动机试验系统,以汽油为燃料,空气为氧化剂,成功地进行了多循环爆震试验.结果表明:六管均能形成多次可重复的爆震波;各管之间的相互影响小;共同工作的同步性好;长时间工作起爆稳定.研究结果对多管脉冲爆震发动机的工程应用具有较大的参考价值.      

连续旋转爆轰波在无内柱圆筒内的数值模拟

在对同轴圆管内的连续旋转爆轰的已有研究成果进行总结分析后,提出无内柱的连续旋转爆轰的燃烧室模型.利用结合了一步化学反应模型的圆柱坐标系下的Euler方程三维数值模拟了在这种燃烧室内爆轰波的传播行为.数值结果表明:爆轰波由初始起爆的单向传播最终自动收敛稳定到若干个典型爆轰波头的流场结构.在当前进气条件下,流量可以达到450kg/m2s,其基于反应物的比冲约为1900s.与同以H₂/Air作为燃料时同轴连续旋转爆轰发动机(RDE)燃烧室模型的2000s相比,基于反应物的比冲十分接近,但由于内部有可燃气以爆燃形式燃烧等原因,有5%的损失.      

某型飞机前起落架放下问题与解决方案研究

在实测某型飞机前起落架舱门气动力数据和铁鸟试验数据基础上,通过搭建运动学模型,详细分析每一载荷对前起收放过程的敏感度,应用作用力等效综合的方法,较为准确地再现了飞行试验中出现的问题。根据每一载荷对放下过程的敏感度,在不对机构有大的更改的前提下,针对若干解决方案进行大量分析计算,提出解决思路并找到了调整机构的最佳解决方案,同时提出了没有限制时的最有效解决思路。     

某航空发动机全包线气动稳定性设计方法

根据稳定性基础理论及工程经验,以某型航空发动机为例,按GJB/Z 224-2005进行了全包线气动稳定性设计,并进行了试验验证.研究结果表明:发动机在高空小表速节流状态下风扇和高压压气机的需用稳定裕度均较大;在发动机包线右边界,风扇需用稳定裕度较大,且基本一致;着陆过程受喷管亚临界影响,风扇需用稳定裕度较大.因此,这些工况在发动机设计和使用中应重点关注.在发动机气动稳定性设计时应保证风扇和高压压气机可用稳定裕度大于需用稳定裕度,并留有一定余量.采用的设计方法可以有效地满足复杂工程研制需求.