应用于低污染燃烧的1种燃油分配技术研究

针对民用航空发动机低污染排放要求日益严格的现状及低污染燃烧技术发展的需要,研究了1种应用于低污染燃烧领域的燃油分配技术.阐述了该燃油分配系统的结构,包括燃油系统和燃油分配器的结构及控制回路的结构和原理;利用AMESim软件对该系统进行了数值建模仿真,通过分析燃油分配器分级活门打开与关闭2种情况下燃烧室预燃区和主燃区燃油分配量与燃油分配器分配活门开度的关系,得出了燃烧室预燃区和主燃区燃油的分配关系曲线;根据仿真分析结果,从发动机控制回路出发,引出了燃油分配的控制逻辑.研究结果表明：该燃油分配系统能够对进入发动机燃烧室预燃区和主燃区的燃油进行精确的分配控制,满足低污染燃烧技术对燃油分配的要求.     

湍流转捩工程预报方法研究进展综述

湍流转捩现象对边界层流动的阻力和热交换特性具有严重影响。准确地预测转捩对工程设计意义重大。近年来发展迅速的转捩模型是一种非常适合工程计算的转捩预报方法。本文将转捩模型分成了4个类型,并对每种转捩模型的发展过程加以阐述。在分析和讨论的基础上,总结了目前转捩模型的发展水平,同时也指出尚存的不足之处,为将来构建新的转捩模型以及相关的转捩研究提供建议。     

低雷诺数下翼型分离流动抽吸控制特性研究

为了系统研究抽吸系数和抽吸方向对抽吸效果的影响以及抽吸效益与抽吸能耗之间的关系,以NACA0012翼型表面分离流动为基准状态,在其吸力面设计了局部多孔抽吸结构,采用Roe格式和双时间步隐式算法(LUSGS),从抽吸系数、抽吸方向和抽吸能耗等方面,数值研究了低雷诺数下多孔分布式抽吸结构对流动分离的控制效果,通过边界层速度线型的变化分析了抽吸控制机理。研究结果表明:在翼型吸力面流动分离点附近一定区域内进行抽吸,可有效抑制流动分离,改善翼型气动性能;随着抽吸系数的增加,升阻比先是快速增长然后缓慢下降,且升阻比最大值提高了约1.3倍。抽吸控制能量消耗评估显示抽吸系数在合理范围内时,控制能耗明显小于控制效益。抽吸角度对抽吸控制有显著影响,当抽吸角度较大时,不仅翼型升阻比获得了提升,而且抽吸控制所消耗的能量也会进一步减少。这些结果有助于进一步为流动控制设计提供新的思路和方法。     

民用航空发动机低排放燃烧室技术发展现状及水平

为了从科学和技术的角度展望民用航空发动机低排放燃烧室技术的发展方向,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法,回顾了富油-焠熄-贫油燃烧（RQL）、贫油预混预蒸发燃烧（LPP）和贫油直接喷射燃烧（LDI）3种低污染燃烧技术的发展现状,并分析了新一代民用航空低排放燃烧室技术目前所达到的低污染排放水平。采用贫油燃烧技术的双环预混旋流器燃烧室（TAPS）已经应用于型号并取证,其NO_x排放比CAEP/6（Committee on Aviation Environmental Protection/6）标准低50.0%~65.8%,达到了超低排放水平,证明了贫油燃烧的发展潜力。要实现NO_x排放比CAEP/6低75.0%以上的超超低排放目标,需要利用燃烧数值模拟和光学诊断等先进工具,对燃烧室内喷雾、混合、流动、燃烧及它们之间的非定常相互作用开展更深入的研究。     

DFD低速风洞α-β机构设计研究

根据沈阳航空工业学院设计研制的DFD低速风洞α-β机构的设计要求，结合以往同类型机构的设计特点，提出了DFD低速风洞α-β机构的设计方案，并对机构工作原理和α、β两个角位移的调整精度进行了分析计算。实际应用情况表明该机构达到了设计要求的各项指标。     

FL-13风洞突风发生装置研究

为在 FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的 FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40 m／s 的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9 m／s。突风流场的成功模拟,标志着 FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。     

低周载荷对高周裂纹裂尖塑性区的影响

为探明高低周复合疲劳裂纹扩展中高低周载荷交互作用机理,采用弹塑性有限元模型模拟了含中心裂纹试件在高低周载荷交互作用下裂尖塑性区的变化.结果表明:低周载荷的卸载作用导致高周载荷对应的裂尖反向塑性区明显减小,裂纹闭合水平也因此降低,进而加速裂纹扩展,致使高低周复合疲劳裂纹扩展寿命降低.在此基础上,对比研究了低周载荷应力比、高周载荷应力比、高低周载荷循环比对裂尖反向塑性区的影响.结果表明:随着低周载荷应力比降低、高周载荷应力比增加,循环比的减少,均导致低周载荷的卸载作用增加.      

半物理试验起动阶段低温燃油流量计量技术路径探究

针对装备数控系统的2个型号发动机分别在台架试验和飞行试验中发生的低温起动失败故障,从数控系统半物理试验燃油流量计量宽范围、快响应、高精度的测量要求入手,分析了试验的测量环境与涡轮流量计检定条件要求的环境存在的较大差异,在低温条件下燃油黏度提高,造成了流量系数减小,试验室测量流量示值小于实际流量,低温燃油流量测量准确度存在不可接受的偏差;阐述了发动机低温起动失败故障时供油不足,不能通过当前的流量测量方法进行确认和故障定位,提出了解决高响应低温小流量测量技术问题的研究路径及关键技术的方案和思路,主要方案和思路有：质量流量计串联标定法、常温涡轮流量计串联标定法、体积管串联标定法。     

微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数气动力特性分析

以固定机翼式微型飞行器的气动设计为研究背景,对小展弦比薄机翼的低雷诺数气动力特性进行了数值分析.不可压粘性绕流的求解采用了人工压缩性方法,其中对流项的离散应用了三阶迎风格式.湍流模型为Baldwin-Barth一方程模型.一无弯度薄翼的数值计算结果表明本文的数值方法是成功的.通过数值分析,揭示了弯度和展弦比对气动力特性的影响,也给出了不同弯度机翼流动结构的差别.     

基于遗传算法的微型飞行器气动力优化设计

本文以固定机翼式微型飞行器的翼型气动力优化设计为研究背景,在105量级的低雷诺数范围内,把遗传算法与Navier-Stokes方程数值解法相结合,建立了一种以实数编码为基础的自适应算法模型.在基准翼型的基础上,结合锦标赛选择、部分交叉以及自适应变异算子,对翼型进行了升阻比气动力优化设计,并设计了一种高效的复制算子来提高算法的稳定性和计算效率.优化后的翼型升阻比提高显著,表明该算法对低雷诺数翼型的气动外形设计合理有效.