大弯角开槽叶栅槽道位置与结构研究

为拓宽大弯角扩压叶栅可用攻角范围,优化叶片吸力面流动分离结构,本文以一大弯角叶栅为研究对象,对叶片采用压力面到吸力面打通的双“C”型槽道结构处理,在保持槽道长度及其他参数不变的条件下,设置85%、80%、75%、70%轴向弦长四个出口位置研究槽道出口位置对叶栅性能的影响。研究发现,特定攻角下,槽道出口位于吸力面角区分离线起始点之后、尾缘分离线之前,对吸力面流动分离的控制效果较佳;在全攻角范围,槽道出口则取在0o攻角对应较佳出口位置为好。为减小槽道内总压损失,本文提出了一种“SC”型槽道改进结构,在80%轴向弦长槽道出口位置处与双“C”型槽道以及原型叶栅进行对比。结果表明,“SC”型槽道结构相比于双“C”型槽道结构,叶栅尾迹损失及槽道内总压损失减少,槽道出口射流速度提高,叶片尾缘处静压升高;相比于原型叶栅则能有效降低其在全攻角范围内的总压损失,基本消除叶片吸力面附面层分离,削弱角区分离,提高叶栅的扩压能力。     

喉部曲率半径对最大推力喷管性能的影响

针对不同喉部结构进行了最大推力喷管型面设计计算,分析了不同曲率半径对喷管流量系数、几何效率、推力系数、扩张损失和分离点位置的影响。结果表明：流量系数随上游曲率半径的增大而增大,推力系数和几何效率随下游曲率半径的增大而减小;下游曲率半径的增大导致扩张损失在小范围内不断减小,分离点位置后移。     

飞翼布局飞行器航向射流控制方案优化

由于飞翼布局飞行器取消了垂尾,其航向控制困难。为辅助和优化航向控制,基于射流控制技术设计了多种激励方案。设计并制作了航向射流控制激励器,通过风洞测力实验和二维数值模拟,对各方案的控制效果和作用机理进行分析,并选取出最优控制方案。研究结果表明:相同射流动量系数下,产生阻力比施加推力更容易获得偏航力矩。当激励开启后,射流包含与来流相逆的分量越多,与来流作用越明显,形成的分离区越大,控制效果越好。其中前对称吹气为最优控制方案,可以产生约70°阻力舵偏转效果,且力矩耦合程度较小。      

大弯角扩压叶栅吸力面全域压力分布的PSP实验

基于自行组建的PSP(pressure sensitive paint)测量系统,采用中国科学院化学研究所PSP,实验测量了来流马赫数分别为0.4和0.5时大弯角扩压叶栅叶片吸力面全域压力分布,并与传统测压技术所得结果进行了比较.研究结果表明:①采用PSP技术测量可以获得叶片表面全域的连续压力分布,具有空间分布率高、定量测量的特点;②叶片中部PSP测量压力值与压力扫描阀结果吻合得非常好,但受到叶片吸力面曲率的影响,叶片前缘与尾缘附近的误差较大,最大误差为4.48%;③随着来流速度的提高,PSP与压力扫描阀之间的误差逐渐减小.      

筒式偏心在轨分离角速度抑制方法

筒式偏心在轨分离是一类特殊的在轨分离问题,小卫星偏心安装而产生的分离力矩将导致分离角速度,进而影响小卫星的分离指向精度,甚至导致释放平台姿态失稳。而常规的姿态大角速度机动、姿态快速稳定控制方法难以在小卫星出筒前的极短时间内完成分离角速度抑制。因此,进行了卫星筒式偏心在轨分离动力学分析,基于分离角速度的产生,提出了抑制分离姿态干扰的前馈控制力矩法和角速度预偏置法。在此基础上,推导了关键控制参数的近似计算公式,给出了控制量的优化求解方法,并分析了控制干扰因素对抑制结果的影响。最后,通过仿真算例分析,对比验证了两种抑制方法的有效性,并给出了其工程应用的建议。     

压气机二维动叶栅非定常流场的大涡模拟

对压气机二维动叶栅,采用单通道和多通道计算模型进行了大涡模拟(LES),研究了节流过程中内部流场的非定常波动特征,分析了旋涡结构和波动频率的变化规律.结果表明:大流量工况时,前缘绕流和叶片吸力面分离产生的两种非定常波动共存,波动频率随压气机节流基本保持不变,此时吸力面分离表现为小尺度旋涡结构;近失速工况时,吸力面发生大尺度的流动分离,波动频率明显下降,低于叶片通过频率.      

Siren(旋笛式)激励系统的气动声学特性

基于siren(旋笛式)激励系统,理论推导了旋笛产生的非定常脉动速度和双传声器法获得的声质点振动速度之间的能量转换关系,并通过系统的气动声学特性实验考察了激励强度、频率、马赫数以及传感器间距对声质点振动速度的影响,验证了理论模型.结果表明:由旋笛产生的非定常脉动速度并不完全转换为声质点振动速度,这种转换关系主要与马赫数有关.且当流体为不可压缩气体,即马赫数小于0.3时,能量转换因子与马赫数的平方成正比,马赫数越大,能量转换因子越大,非定常流动转换为声能的效率越高.      

改善压气机端区流动的新方法——前缘边条叶片技术

针对压气机叶片进气存在端区附面层扭曲而造成局部大攻角问题,借鉴飞机边条翼理论,阐释了LESB(前缘边条叶片)概念,开发了对主叶片施加修型形成边条叶片的造型方法,从而形成LESB技术.为验证其技术效果,选取折转角为60°的NACA65扩压叶栅进行了LESB修型,在利用叶栅试验数据确认CFD模拟精度及掌握使用经验后,对主流区0°攻角、5°攻角带端区附面层扭曲来流条件下NACA65原型叶片及LESB流场进行了数值模拟,对其中流场结构、性能参数及作用机理进行了分析.结果表明:LESB技术能有效组织端区流场,改善压气机性能,15%叶高的LESB修型在0°攻角、5°攻角下改善区域分别可至30%和40%叶高.      

旋转通道内流阻特性实验的实现与验证

针对涡轮叶片的蛇形内冷通道内流阻特性的研究,在北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室的旋转涡轮叶片内冷通道换热实验台上构建了旋转工况的测压系统.该测压系统具有高精度、多路选通、高压高旋转数等特点.在通道进口雷诺数从20000~70000,旋转数从0~1.025的范围内,实验研究了旋转状态下,冷态与热态流场下方形截面光滑U形通道流阻系数.实验结果与国外同类实验对比验证了构建的实验系统的可靠性和优越性.实验结果表明:低雷诺数下静止工况的流阻随雷诺数增大而增大,并在雷诺数增大到一定值后转而减小.冷态下流阻随旋转数增大而增大,低旋转数下旋转对热态流阻影响并不显著,高旋转数下热态流阻随旋转数增大而显著增大.      

脉冲射流控制弯曲扩压管道流动分离的特点

结合弯曲扩压通道的脉冲射流总体控制规律,开展了不同射流频率下通道内流场的稳定及动态特性分析.研究结果表明:定常射流控制状态下,流场内沿径向不同位置流动特性的变化幅度基本相同,定常射流通过压制通道内复杂流动现象达到整体线性地改变通道内流场特性的效果;而在合理脉冲射流控制状态下,脉冲射流对流场的影响主要是通过改变分离涡的脉动时空特性,沿径向逐步增强对流场的影响,从而使得主流区内总压损失降低幅度最为明显,此时扩压通道内占主导地位分离涡的周期性特征有了明显的改善,流场拟序结构更为有序.