基于遗传算法的超声速二维进气道优化设计

首先介绍了基本遗传算法,并由基本遗传算法演化出小生境遗传算法.应用简单的测试函数对两种遗传算法进行测试,对两种遗传算法进行比较.然后应用小生境遗传算法对二维超声速进气道进行优化设计.在单目标优化设计中,以最大总压恢复系数为优化目标,在多目标优化设计中分别顾及到总压回复系数要求最大和增压比也要很高.在对进气道的优化设计之后,对单目标优化和多目标优化的结果进行比较.     

激光燃烧诊断技术及应用研究进展

介绍了用于燃烧场温度、组分、火焰构造和流场速度等参数测量的相干反斯托克斯喇曼散射、自发振动喇曼散射、激光诱导荧光和OH示踪测速实验系统,给出了在预混火焰、高能固体推进剂瞬态燃烧场和超声速高温流场测量的部分实验结果,并分析了激光作用区域燃烧场温度、主要组分及流场速度的分布和火焰构造。     

基于时域LEE方法的发动机进气道声衬降噪优化

基于2.5D时域线化欧拉方程(LEE)和Fung的时域阻抗边界条件(TDIBC)模拟了涡扇发动机进气道风扇噪声传播并对声衬的参数进行了优化。TDIBC代码的正确性通过实验数据进行了验证。管道声模态的传播计算使用复数形式的线性化欧拉方程(LEE)在时域中实现。发动机进气道的背景流场使用Fluent软件计算,基于该背景流场并加入Fung的TDIBC模型模拟了发动机风扇噪声在进气道中的传播。提出一个有效的基于响应面替代模型的轴对称声衬的优化方法。优化的结果表明该方法可以用于降低远场声压级(SPL)的声衬优化设计。该方法对于高涵道比涡扇航空发动机声衬的降噪设计有着重要意义。     

进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展

回顾了进气道/发动机相容性评价体系的历史发展,概括了该领域的国内外研究现状,对国内以后的工作给出了建议。在分析技术发展的基础上,指出了未来先进进气道和发动机将会带来的新问题。为解决进气道/发动机相容性领域内新的挑战,提出：应将旋流畸变和耐久性畸变试验纳入进气道/发动机相容性评价体系;发展具有瞬态畸变模拟能力的畸变发生器;充分利用地面试车台和空中试车台进行各种畸变的模拟以对发动机进行全面的稳定性评定;在飞行试验中深入研究进气畸变条件下发动机性能以及工作稳定性的变化。     

基于NPLS 技术的气动光学畸变测量方法与应用

现有的气动光学畸变测量方法, 存在时空分辨率不高、受环境和积分效应影响等问题. 本文提出了一种新的超声速流场气动光学畸变测量方法, 基于自主开发的超声速密度场测量方法, 借助光线追迹法测量超声速流场某一截面对应的气动光学畸变. 与其他测量方法相比, 该方法有3 个显著的优点: (1) 高时空分辨率, 时间分辨率为6 ns, 空间分辨率最高可达微米量级; (2) 可避免传统方法的积分效应, 对感兴趣的局部流场进行研究; (3) 可避免风洞实验段壁面边界层和环境扰动等因素的影响. 采用该方法, 对超声速光学头罩流场的气动光学畸变进行了测量研究. 高时空分辨率的测量结果揭示了精细的波前畸变信息; 对局部流场的研究结果表明, 激波、膨胀波和湍流边界层对气动光学畸变有不同程度的影响; 测量范围的可控性, 使得测量结果免受风洞壁面边界层和环境等因素的影响.     

超声速混合层密度场测量与近似重构

利用纳米示踪粒子研究了超声速混合层的密度场结构.探讨了基于实验图像的密度场校准方法,采用斜激波实验校准了示踪粒子浓度与当地流场密度之间的关系.针对混合层流动图像的实际特征,校准了光强分布不均匀对密度场测量的影响.以对流马赫数0.12混合层为研究对象,测量得到了相应的密度场结构.根据混合层展向结构的涡结构特征和流向的密度场分布,近似重构了超声速混合层的密度场,所得到的密度场结构较好地反映了混合层流动的三维特征.     

柴油机时气道全三维流动计算

用椭圆Ｐｏｉｓｓｏｎ方程作为控制方程的分形耦合对形状复杂的柴油机进气道生成三维贴体网格,用时间推进有限容积法求解Ｅｕｌｅｒ方程,对柴油机进气道进行了全三维流动计算,其结果展示了进气道的结构型线对流动的影响,为进气道的设计,改进提供了理论依据。     

液体煤油凹槽火焰稳定极限研究

针对所设计的超燃冲压发动机燃烧室,对液体煤油的凹槽火焰稳定特性进行研究。采用概率密度函数紊流扩散燃烧模型、紊流 模型和离散液滴模型,数值模拟了飞行马赫数为5,不同位置和油气当量比喷射燃料的情况。从凹槽前缘喷射燃料,凹槽在富油时火焰稳定范围比较广;从凹槽底面和后壁喷射燃料,凹槽抑制了富油时火焰稳定范围,而在贫油时火焰稳定范围比较广。火焰结构受燃料喷射位置和油气当量比的影响。油气当量比是3.0时,凹槽出现开放型凹槽流动;而其它的模拟情况,凹槽均出现过渡型凹槽流动,这与冷流时凹槽流动类型不同。深入研究凹槽的热流场特性,使凹槽发挥最大的火焰稳定作用。     

超声速飞行底部排气弹三维湍流流场数值模拟

该文采用有限体积法数值离散雷诺时均Navier-Stokes方程,模拟了超声速飞行的圆柱体外部流场.其中两种湍流模式,即Spalart-Allmaras湍流模型和RNG k-ε湍流模型分别应用于该问题的求解.文中给出了数学模型和计算结果,并与实验数据进行了比较.结果表明:采用Spalart-Allmaras湍流模型能很好地描述高速运动体复杂的外部流场.利用上述模型对超声速飞行的底部排气弹三维流场进行数值研究,计算结果揭示了流场的物理现象和基本规律,以期对底部排气弹设计提供理论指导.     

航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法

对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。本研究首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括BPF噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够更优的宽频降噪效果。