高负荷静子表面附面层抽吸试验研究

为掌握高负荷静子内部流动特征,研究附面层抽吸对静子性能流动的影响,采用数值和试验相结合的方法,对高负荷末级吸附式静子的气动性能开展研究,分析高马赫数来流条件下的静叶气动性能,研究叶片表面附面层抽吸对高负荷静子气动性能的影响.研究表明:随着吸气量的增加,静子的气流折转能力增加,落后角减小2°~3°;静子的减速扩压能力增加,出口马赫数减小0.03~0.07;吸气量增加到0.08 kg/s时达到最佳值,此时,静子落后角和出口马赫数达到最小值;进一步增加吸气流量,落后角、马赫数反而增大.     

进气道出口可压缩附面层测量及其参数计算方法研究

为测量飞机进气道出口的可压缩附面层,在分析所需测量参数及探讨附面层参数计算方法的基础上,研制了附面层总压测量耙、总温测量耙。通过在公用测量段上安装附面层测量耙,对某飞机进气道在某高速风洞中进行了不同马赫数、攻角、侧滑角组合的吹风试验。17种组合工况的试验及计算结果表明:研制的附面层总压及总温测量耙应用效果较好;附面层参数计算方法准确,拟合后的附面层速度分布较为合理;该方法能够用于测量和评定进气道出口的可压缩附面层。     

亚音速下翼型气动性能数值分析

文章基于数值模拟的方法，研究NACA0012翼型的失速及流场参数改变对飞机的气动性能影响；运用SST k-ω湍流模型和Solution Steering收敛方法得出翼型的流场计算参数，并与美国航空航天局(NASA)的试验数据进行对比，验证计算翼型的准确性。结果表明：当Re为5×10⁶和10×10⁶时，最大升力系数随马赫数的变化波动较大，且变化趋势基本相同，最大升力系数出现在Ma=0.20左右，分别为1.46、1.59,是所研究范围飞机的最佳飞行状态；在低Re的情况下，翼型的最大升阻比随马赫数增大而先增大后减小，且翼型的最大升阻比出现位置在马赫数为0.20～0.30;在亚音速条件下，翼型的失速攻角在一定范围内随马赫数变化可以用对数函数进行定量描述。     

控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响

针对不同控制面偏转方式对弹性前掠翼静气弹特性的影响,基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）松耦合静气动弹性数值计算方法,计算和分析了不同迎角、动压及马赫数条件下前、后缘控制面联合偏转对前掠翼模型的气动特性和弹性变形特性的影响。计算结果表明：控制面偏转对前掠翼飞机静气动弹性特性影响较大;当迎角变化,同向偏转方式的气动特性和弹性变形特性较好,α=4°时,弹性机翼的升阻特性较好;当动压变化时,反向偏转方式的气动特性和弹性特性占优,最大升阻比较同向偏转提高约7%,反向偏转方式气动特性较好,最大升阻比较同向偏转提高约7%;当马赫数变化时,弹性机翼条件下3种模型分别在Ma=0.7时升力系数达到最大值。计算结果可以为前掠翼飞机的实际应用提供参考。     

基于双二进制编码的单工光通信系统设计及其仿真模拟

模拟仿真了一种新型编码的光通信系统,系统采用了双二进制码(DB Duo-binary)电信号作为调制信号,激光脉冲作为载波信号,用非相干外调制技术作为调制方式.软件模拟仿真结果显示,采用双二进制调制编码的光通信系统,光源发射功率为5dBm,途中无光放大,在色散系数为17ps/nm/km,衰减系数为0.2 dB /km的单模光纤中,系统码元传输速率可达20Gbit/s、传输距离20km以上.采用双二进制编码技术的光通信系统比传统的光通信系统具有更大的传输容量、较低的误码率, 并且在一定程度抑制了色散效应.     

波音737NG太平洋调机RNAV运行可行性初探

波音737的早期机型由于受到航程等性能参数的制约,按照西雅图—夏威夷—马绍尔群岛—塞班岛的航路运行。波音737NG对飞机的性能进行了改进,增大了飞机的航程。调机飞行时,波音737NG无业载情况下可达到最大航程,为夏威夷—塞班岛的直飞RNAV运行提供了可能性。通过RNAV运行的前提条件和机载导航设备性能分析,在大圆航线模型下对夏威夷—塞班岛直飞航线进行了航路规划,并以B737—800机型为实例,对耗油量等进行了定量计算。夏威夷—塞班岛直飞航线比传统夏威夷—马绍尔群岛—塞班岛航线缩短688 km,在50 km/h强顶风状态下飞行,航行用油小于15 t,说明在机组经过相关培训并配备专职领航员的条件下,波音737NG太平洋调机具有夏威夷—塞班岛直飞的可行性,减少一次起降并缩短约0.8 h飞行时间。     

两类涡轮激波结构及演化规律研究

针对收缩、收缩-扩张两类涡轮叶栅中激波结构及其演化规律的问题,采用数值模拟的方法研究得到了两类叶栅在变工况下的流场等马赫数云图及叶表马赫数分布,经分析获得了关于收缩、收缩-扩张叶栅在超跨音工况下激波结构主要差别的认识及激波附面层分离的基本判别准则,即激波前后压比达到1.4时附面层将发生分离.      

来流特性对高速扩压叶栅端壁射流旋涡的影响

在进口马赫数Ma=0.67的高速平面扩压叶栅上,开展了不同来流附面层厚度和湍流强度对端壁射流旋涡发生器控制效果的影响研究。结果表明,与来流湍流强度相比,进口附面层厚度对栅内流动的影响更大,随着其厚度的增加,栅内二次流动增强,损失增大;来流湍流强度对叶栅气动性能的影响减弱。射流旋涡在较小附面层厚度条件下减小栅内损失的效果随着湍流强度的增加而减弱,甚至会恶化其气动性能;而当附面厚度较大时,射流穿透能力减弱,湍流强度的增大将减小射流旋涡上洗区掺混损失并减缓其下洗侧与吸力面间端壁附面层的发展,叶栅气动性能的提高更加显著。当δ=15%H、T_u=10%时,射流旋涡使得栅内损失减小达8.4%。     

稀薄气体中高超速圆柱绕流仿真研究

高速尤其是高超音速飞行是航空航天发展的主流方向.目前,70 km以上高超音速飞行器的需求越来越大.当飞行高度达到或超过70 km时,稀薄效应明显,此时连续介质假设失效,传统的连续流体运动方程(NS方程)和相应的CFD方法已经失效.利用连续流体运动方程(NS方程)和直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC),对四个典型Kn(Kn分别为0.001、0.01、0.1和1)下的圆柱绕流进行了计算.分析比较发现,随着Kn的增大,流场中的激波间断结构变弱变粗,甚至消失,圆柱后方的分离区也逐渐变小直到消失.     

固发羽流流场及辐射特性随飞行状态的变化规律

为了探讨火箭不同飞行状态对发动机羽流流场结构及辐射特性的影响,对不同飞行高度、来流马赫数以及实际飞行轨迹进行了研究,分析了流场的温度分布以及辐射特性的规律.首先利用FLUENT模拟了不同飞行状态下固体火箭发动机羽流复燃流场,然后分别使用Mie理论和HI-TEMP数据库结合全光谱K分布模型计算了羽流的固相和气相辐射物性参数,最后通过广义源项有限体积法计算了不同飞行状态下固发羽流在波长范围为1.5～5.5 μm下的光谱辐射强度.结果 表明:在来流马赫数相同时,随着飞行高度的增加,羽流辐射强度也随之增加;而在同一飞行高度下,来流马赫数增加时,羽流辐射强度会随之减小;在模拟火箭的实际飞行过程中,随着时间的推移羽流辐射强度随之减小,达到一定飞行高度后,羽流复燃效应不明显,羽流辐射强度变化趋于平缓.     

军用飞机斤斗类飞行轨迹最优化方法

针对军用飞机斤斗类飞行过程,以半滚倒转和半斤斗翻转为例,建立机动飞行计算模型。根据最小机动速度设置改出速度约束条件,将斤斗类机动平均分段,利用神经网络的拟合功能,得到动作改出速度和操纵条件之间的非线性关系。利用遗传算法的全局寻优功能,结合神经网络得到的权重和偏置结果,探索机动过程中边界飞行性能最大的法向过载选取方法。仿真结果表明,与相关手册中给出的常规操纵方法相比,利用遗传算法优化后得到的过载控制规律飞行,可以使飞机具有更大的高度-速度范围,同时,比直接将遗传算法和数值积分相结合具有更快的计算速度。提出的方法也可以用于其他机型斤斗类飞行轨迹的最优化设计中。研究结果具有一定的实用价值。     

掠飞末敏弹滚转气动特性研究

为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对其进行了静态和自由滚转风洞实验研究,在此基础上,结合数值仿真和近似理论方法,分析了弹箭高速滚转运动对其气动参数的影响,并获得了不同马赫数下的平衡转速随尾翼结构参数的变化规律.结果表明:平衡转速随马赫数增加而增大,但变化斜率随马赫数增加有所减小;在相同马赫数下,平衡转速随攻角增加而减小,且变化规律具有非线性特性;增大尾翼根稍比、扭曲率以及后掠角均有利于提高弹箭平衡转速;弹箭在高速滚转状态下的气动特性与静止状态相比存在显著差异,除产生较大的偏航力矩外,还将导致俯仰力矩系数减小、压心位置前移等现象,这对提高尾翼弹箭飞行稳定性是不利的.      

高速飞行器空气涡轮发电系统仿真与评估

[ ]针对高速飞行器的高空发电问题,提出了一种以高温高压的冲压空气作为工质的预冷—两级膨胀的空气涡轮发电系统。采用理论分析计算与软件模拟仿真计算相结合的方法,建立了高速飞行器空气涡轮发电仿真模型,对空气涡轮发电系统进行性能分析,并采用起飞总质量法对发电系统进行评估分析。结果表明,高速飞行器在飞行高度30 km和飞行马赫数为6的飞行条件下,发电系统所需冲压空气0.0945 kg/s,在换热器处与JP-7燃油充分换热,使得涡轮前冲压空气温度降低至1196.36 K,保护涡轮不受高温损伤,同时发电系统可以稳定输出28.2 kW电量供用电系统及用电设备使用,此外,经换热后的燃油进入发动机,在很大程度上提高了系统的经济性。     

近空间飞行环境泰氟隆烧蚀流场化学非平衡流数值算法及应用研究

本文通过数值求解考虑烧蚀产物在内的23种组分的化学非平衡Navier-Stokes方程,建立考虑泰氟隆材料烧蚀效应的化学非平衡流数值计算方法.理论预测了球锥体RAMC-II的等离子体鞘套电子数密度,并和飞行试验进行比较,验证了算法可靠性,揭示了电子数密度峰值结果在25–70 km中层近空间随飞行高度变化规律.算法应用于不同高度球锥体泰氟隆烧蚀流场计算,研究表明,在泰氟隆烧蚀现象比较明显的中低空,烧蚀产物对电子数密度的影响主要局限在边界层内;泰氟隆烧蚀导致边界层内流场温度降低,因而引起空气阴离子的增加,另一方面随着飞行高度降低,由亲电子产物引起的F?数量也不断增加,这些因素引起了边界层内的电子数密度降低.     

高速航空螺旋桨翼型气动特性及数值仿真

为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数Ma、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明：随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。     

绕射激波和反射激波冲击下的Richtmyer-Meshkov不稳定性

利用高速纹影和平面片光测试技术,实验研究低马赫数入射激波绕圆柱体后冲击N2/SF6平面界面,以及来自固壁的反射激波再冲击过程的R-M不稳定性特征.在竖直激波管采用重气体尾部充入,轻气体上部充入,狭缝流出的方式,在实验段狭缝处生成准静止稳定的N2/SF6平面界面.激波与圆柱作用后的流场是复杂的,包括初始的入射波、弯曲反射波、马赫波、由马赫反射产生的滑移线.研究这些复杂流场对界面的作用,对认识界面扰动的生成具有较大帮助.与平面激波作用不同的是,在柱体绕射后的激波冲击下,界面会生成局部扰动.实验结果显示,入射激波作用下界面宽度增长缓慢,而反射激波再冲击后,局部扰动会产生大的"尖钉"和"气泡"结构;反射激波与边界层相互作用产生壁面涡,会加剧湍流混合区的增长;来自尾部固壁的反射稀疏波会再次加剧湍流混合区的增长.     

机匣引气再循环拓宽压气机工作范围的仿真研究

高压比离心式压气机高效率工作范围窄,喘振裕度低。为了拓宽其高效工作范围,将机匣引气再循环技术应用于高压比离心式压气机。采用数值模拟方法对其进行仿真研究,对各结构尺寸对压气机性能的影响进行对比。结果表明,引气再循环系统使该离心压气机各转速下稳定工作范围平均拓宽13%以上,喘振裕度最大增加11%。抽吸槽与分流叶片的距离在引气再循环结构尺寸中对离心压气机性能影响最大,其次是抽吸槽的宽度,其余结构尺寸对其影响较小。引气再循环使压气机叶轮入口相对马赫数分布更加均匀,减弱叶片前缘局部高马赫数的现象,使叶片入口正攻角减小,抑制了叶片表面边界层的分离。     

考虑鲁棒性的超临界翼型激波控制鼓包减阻研究

本文主要采用CFD方法研究超临界翼型的激波控制鼓包减阻技术,分析了鼓包形状参数对减阻效果和鲁棒性的影响规律.计算结果显示,鼓包的减阻效果受位置影响较大,当鼓包最高点与干净翼型的激波位置相同时减阻效果较好,鼓包高度过高对减阻效果不利,而较长的鼓包可在更大的高度范围内实现减阻.鼓包还可以通过弱化激波,抑制附面层分离,延缓超临界翼型抖振现象的发生.计算结果显示,鼓包减阻技术整体而言工作范围较窄.但经过设计,较长且较低的鼓包可以在较大的升力范围内具有减阻效果,并且减阻效果对形状变化及雷诺数变化不敏感,还能有效提高阻力发散马赫数,鲁棒性要明显优于较短较高的鼓包,具有工程应用的潜力.     

民用大涵道比涡扇发动机性能分析

为了更加深入地了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在海平面时尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行马赫数增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11 000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。     

船舶操纵运动仿真及其理论研究

建立了船舶操纵运动仿真数学模型，给出了一种新的风力和风力矩数学模型并预报了船舶在风作用下的操纵运动，提出了估算浅水中船体水动力的方法，预报了船舶在浅水中的操纵性能，研究了边界元理论在船体水动力计算中的应用，并利用理论计算结果，预测了船舶的回转运动及Ｚ形操纵。