多级轴流式压气机静压升特性研究

对多级轴流式压气机在几个典型工况下各级静压相对于设计点静压的变化特性进行了研究。研究发现,中低转速工作条件下,压气机后面级静压的变化对发动机工况的改变不如前面级敏感,因此,按常规方法监控压气机后面级流动参数的变化难于及时发现发动机中小状态时的压气机气动不稳定征兆信号。研究表明,为提高检测压气机气动不稳定征兆的时效性,应考虑在压气机前面级安装传感器,监控中低转速下的压气机气动失稳征兆信号。     

V形尾翼无人机喷流对纵向气动影响数值模拟

研究了类似全球鹰的V形尾翼无人机与发动机喷流之间的干扰.采用有限体积法,求解全三维N-S方程,对进气道和喷口的内流场与全机外流场进行一体化数值模拟,给出了有、无喷流情况下在不同高度、马赫数、迎角以及相应发动机工作状态下的纵向气动特性,分析了喷流的干扰效应对飞机外流场造成的影响,从计算结果看,发动机喷流对飞机纵向气动力特性和力矩特性都有一定量的影响.这些可以作为V型尾翼无人机和发动机气动布局设计的参考.     

风扇试验台的设计与试验误差分析

在风冷柴油机冷却系统的试验研究中,试验台和有关的试验工作十分重要.作者在教学实践和科研的过移中,作为一种必要的研究手段,曾主持设计,试制了风扇试验台.该试验台可供风冷发动机冷却风扇及风道阻力特性综合试验使用(包括气动性能和噪声).装上变换参数的叶片和冷却风道,能进行优化风扇及冷却风道的试验,还可进行精密测功(如对小型发动机,小型电动机等进     

航空发动机控制部件及系统工作特性建模与仿真研究

论文设计了一种航空发动机各控制系统的仿真教学平台,用于学习航空发动机的工作原理几个部件之间的联系,并验证液压机械式控制软件和控制器设计的正确性,通过发动机控制参数的变化研究在不同条件发动机的工作性能和工作特性。研发航空发动机控制系统工作特性的仿真平台,可以通过改变控制部件的工作参数来改变控制部件的工作特性,并针对所搭建的控制系统进行仿真分析,开发了一个通用的航空发动机及控制系统仿真平台。该平台界面友好,使用灵活,便于修改。最后在航空发动机控制部件及系统仿真教学平台上进行了发动机稳态和动态仿真,验证了该平台的有效性。     

发动机风扇噪声进气道传播计算及优化

使用计算气动声学(CAA)方法,分析了典型涡扇发动机风扇噪声在进气道的传播特性,并使用Kriging模型对其外形进行了声学优化。选取典型发动机进气道外形,利用CAA方法求解2.5D线化欧拉方程。分析了发动机进气道近场和远场的噪声水平,空间离散使用6阶紧致格式,时间推进使用4/6阶Runge-Kutta法,计算网格采用二维结构网格。在对典型发动机进气道声传播问题的准确计算的基础上,通过参数化建模、Kriging模型和遗传算法研究了发动机进气道外形对风扇噪声传播的影响,可以作为进一步气动特性和声学特性联合优化设计,以及降噪设计的基础。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界的影响

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

发动机进气歧管流场分析与气动噪声仿真

具有优良结构的进气歧管不仅会提高发动机的进气特性,而且能够降低进气环节总噪声。首先,针对某直列六缸发动机进气歧管几何结构模型进行合理化网格划分,对流场仿真所需边界条件、求解模型、噪声源、物理模型等进行设置。其次,对进气歧管的流场特性进行研究,得出歧管压力损失和质量流量均匀性结果,并通过噪声源计算模拟进气歧管气动噪声,得到噪声源在流动过程中对气动噪声产生的影响。再次,计算出歧管自由模态和约束模态,与该工况下的发动机惯性力频率进行对比,得到了不同条件下振动频率分布。最后,改进设计了进气歧管关键结构,对改进设计后的进气歧管模型进行相关流固耦合仿真研究,验证改进后模型的合理性。     

外形参数对矩形截面弹体气动和隐身特性的影响

用流体动力学(CFD)数值模拟方法和图形算法(GRECO),对机载布撒器绕流场进行了数值模拟和雷达散射截面(RCS)的计算,得到气动特性数值计算结果与风洞试验结果,RCS计算结果与外场测量结果均十分吻合.在此基础上研究了矩形截面宽高比和圆角半径比对弹体气动特性和隐身特性的影响.计算结果表明,建立外形参数与气动和隐身特性关系数据库、发展基于数据库的气动特性和隐身特性的工程计算方法,是进行布撒器等非常规外形和特种部件气动设计和RCS设计的有效途径.     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

基于一体化设计的气动外形参数对动态特性的影响

为了提高导弹气动外形方案设计效率和设计质量,基于一体化设计方法,将导弹气动外形设计与气动特性计算、弹道仿真和飞行过程的动态特性分析等工作结合起来,分析导弹外形参数、气动力系数、动力系数、飞行动态性能参数之间的相互关系,得出部分主要气动外形参数对飞行动态特性典型参数的影响规律.仿真与计算结果验证了通过改变气动外形参数来改变弹体动态特性参数的理论分析.     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

小转速工况下轴流涡轮非设计性能预测方法

基于轴流涡轮部件设计点气动参数与相应几何尺寸,发展了一种计算现代涡扇发动机高、低压涡轮部件特性逐排计算方法,完成了相应的计算程序编制;并将其应用于两个型号发动机高压涡轮部件特性预测.计算结果与实验数据比较表明,作为一种近似方法具有可接受的工程精度,尤其适合于预测发动机涡轮部件小转速状态特性,为现代涡扇/涡喷发动机起动过程模拟与分析提供了模型基础.     

外形参数对矩形截面弹体气动和隐身特性影响

用流体动力学(CFD)数值模拟方法和图形算法(GRECO),对机载布撒器绕流场进行了数值模拟和雷达散射截面(RCS)的计算,得到气动特性数值计算结果与风洞试验结果,RCS计算结果与外场测量结果均十分吻合.在此基础上研究了矩形截面宽高比和圆角半径比对弹体气动特性和隐身特性的影响.计算结果表明,建立外形参数与气动和隐身特性关系数据库、发展基于数据库的气动特性和隐身特性的工程计算方法,是进行布撒器等非常规外形和特种部件气动设计和RCS设计的有效途径.     

冲击式小型气动马达机械特性研究

为了适应易燃、易爆及防磁的工作环境，该文研制了一种冲击式小型气动马达。介绍了冲击式小型气动马达的工作原理和具体结构组成，理论分析了其喷嘴流量特性和叶轮受力情况，并通过计算机仿真研究了其主要结构参数变化对输出转矩的影响规律。为了对马达输出的转矩和机械功率进行实验研究，设计了一套小型机械特性测试装置。实验研究结果表明：冲击式小型气动马达输出转矩与转速具有良好的线性关系，调速范围广，符合实际应用的要求。     

基于自相关函数的压气机气动不稳定监测方法

对某型涡喷发动机节流过程中压气机的气动不稳定问题进行了分析研究。研究发现,对应不同的发动机工作状态,压气机第一级静子机匣壁面静压脉动分量的自相关函数形式上有很大差异,可以反映不同工况下压气机第一级转子端部的流动情况。定义了自相关函数特征值μ来量化这种变化。实时检测μ值的变化可以监测该型发动机节流过程中压气机的气动不稳定征兆。所提出的算法具有运算量小、运算速度快的优点,可用于工程实际。     

基于模糊自适应的高超声速飞行器控制设计

由于采用机体/发动机高度一体化设计,吸气式超燃冲压高超声速飞行器的气动特性难以准确获得。针对这一特点,研究了一种基于模糊自适应的控制方法,使得高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持较好的控制精度。采用模糊自适应方法设计了高超声速飞行器纵向控制系统,并进行了无偏和拉偏仿真。仿真结果表明,该方法能够有效克服气动模型不确定性,实现飞行器的速度和高度的跟踪控制。     

气动伺服机构特性的影响因素分析

分析了一种由减压阀、电磁阀、固定节流器、单喷嘴挡板阀、单作用气缸构成的气动伺服机构原理,建立了其数学建模.基于不同海拔高度的工作环境,分析了气动伺服机构特性的影响因素.研究结果表明,供气温度、环境温度、供气压力对伺服机构的特性影响较小;海拔高度上升时,气动系统背压降低,导致伺服机构工作点发生明显变化.     

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100～20 000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.     

发动机冷却风扇叶尖参数优化

发动机冷却风扇是车辆冷却系统的重要组成部分,静压和轴功率是评价其气动性能的重要指标,而叶尖作为风扇做功的主要部分对风扇气动性能有较大影响.以发动机冷却风扇为研究对象,研究了风扇气动性能的计算方法和叶尖参数的优化方法.首先给出了风扇气动性能的计算方法,依据试验台建立风扇计算模型,利用模型仿真得到风扇在某一转速下的性能曲线,并与试验值进行了对比验证;然后以叶尖安装角、叶尖弦长、叶尖拱高为变量设计新风扇,基于正交试验法对各叶尖参数进行优化组合,给出了风扇叶尖参数的优化方法;最后通过风扇性能曲线、叶片压力图、叶片速度矢量图对优化结果进行分析,验证了优化方法的可行性.文中关于风扇叶尖参数的分析与优化方法,对发动机冷却风扇的设计具有指导意义.     

并联式TBCC发动机排气系统气动特性研究

采用变比热计算方法对Ma7一级并联式TBCC发动机排气系统的内外流场进行了三维数值模拟研究,分析了其在整个飞行包线范围内的气动特性,研究结果显示:在涡轮模态过程中,当马赫数较低时,排气系统的气动特性较差,随着马赫数的增加其性能逐渐好转;在模态转换过程中,虽然排气系统的流场结构十分复杂,但是没有出现明显的流动分离现象,整个排气系统气动特性变化平稳,有利于模态转换的顺利完成;在冲压模态过程中,排气系统的流场结构均匀,推力系数虽然略有降低,但是总体保持在一个比较高的水平。