某型涡扇发动机进气总压畸变的试验研究

由可移动插板式畸变发生器产生进气总压畸变流场 ,以综合畸变指数评定流场畸变程度 ,分析了进气总压畸变对某型涡扇发动机气动稳定性的影响。得到了稳态总压场不均匀度与总压紊流度随插板深度及发动机转速的变化关系 ,确定了该型发动机的最大 (或临界 )

磁流体流动控制在航空工程中的应用与发展

总结了国内外磁流体(MHD)流动控制的研究现状,重点介绍了磁流体流动控制的3个典型实验:调节超音速进气道激波系结构,抑制流体边界层分离,减弱诱导激波强度;对磁流体流动控制机理进行了初步分析,说明放电等离子体能在激励区产生高温等离子体层,由于局部气体高温高压诱导出激波,形成虚拟尖劈,从而改变原有流场结构,施加磁场的主要用途是对放电电弧施加宏观的洛仑兹体积力,控制电弧运动的方向。最后,总结了磁流体流动控制的优势,并对国内MHD流动控制在航空工程上的应用与发展进行了展望。

对涡旋流畸变对单级跨声速压气机性能影响的数值研究

为了评估弯曲进气道中显著的旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,利用CFD技术开展了Stage 35在对涡旋流畸变下的数值仿真,获得了对涡旋流畸变下的压气机特性线和流场分布,并与无畸变和正负整体涡时的情形进行了对比分析。结果表明:对涡旋流畸变会使压气机的性能和稳定裕度降低,且工作点处于同等强度的正负整体涡旋流畸变工作点之间,在90%换算转速和对涡旋流模式P2下,压气机换算流量、压比、温比、效率和稳定裕度的最大降幅分别为8.00%,7.24%,0.98%,9.64%和43.14%。这种影响主要取决于占主导的旋流畸变类型和不同类型旋流畸变对压气机性能参数影响程度的共同作用。同时压气机换算转速和旋流强度越大,压气机性能参数和稳定裕度下降越多。

某型涡扇发动机进气畸变压力脉动分析

由可移动插板式畸变发生器产生进气总压畸变流场,采用幅值域和频域分析的方法对畸变流场的脉动压力进行统计分析,得到了进气总压畸变流场中气流压力脉动的特征,以及其与稳态总压畸变图谱的关系。进一步认识了压力脉动的特性。

基于等离子体气动激励的斜劈诱导激波控制

基于弧光等离子体气动激励,采用不同的放电通道间距、放电通道数、放电直流输入电压、斜劈劈角、有无磁场作用等激励条件,实验研究了在超音速来流条件下(马赫数为2.2)斜激波位置、角度、强度的变化规律。结果表明:施加等离子体气动激励后,激波的起始位置平均前移1～8 mm,激波角平均减小4%～8%,激波强度平均减弱8%～26%。这主要是由于等离子体气动激励产生高温高压的表面等离子体层,使边界层分离点逆气流前移,改变了原有激波系结构,使原有的激波位置前移,激波角减小;同时由于局部的高温导致当地音速增大,使得当地马赫数减小,上述两个原因均可导致激波强度减弱。

进气总压畸变对某型涡扇发动机性能的影响

基于多扇区平行压气机理论,对采用俄罗斯的可移动扰流板畸变试验的涡扇发动机,进行了气动稳定性及性能的数值模拟,结果表明畸变使得发动机稳定工作裕度降低、推力下降、耗油率增加。

能量旁路组合发动机磁流体发电通道数值模拟

利用简化的一维低磁雷诺数下磁流体动力学方程组,对理想分段法拉第型MHD发电通道开展了数值模拟研究,分析了电磁参数和通道几何参数的变化对MHD发电通道性能的影响。结果表明:MHD发电通道能够有效减小出口气流速度,降低总温,并提取出能量,但由于电磁作用的不可逆效应以及焦耳热的产生总压有所损失。磁场强度B、电导率σ的大小,反映了通道内电磁作用强度。适度扩张型通道能够抑制出口气流速度、静温和总温,并增强电磁作用效果。要使通道出口速度减小,总温和总压降低,能量提取率增加,可以增大磁场强度B或电导率σ;反之则反向调节。

等离子体气动激励改变激波系结构实验研究

在超音速风洞中进行了等离子体气动激励改变激波系结构的实验,考察了介质阻挡放电和横向直流放电对于激波系结构的影响。实验结果表明介质阻挡放电所产生的等离子体能够影响流场附面层。采用逆气流DBD放电后,激波强度略有增大;采用顺气流放电后,激波强度略有减弱。相对于介质阻挡放电,横向直流放电对减弱激波强度影响稍大。

边界层效应影响等离子体气动激励诱导激波机理

针对小型暂冲式超声速风洞进行的诱导激波实验结果,提出等离子体气动激励诱导激波的机理不仅取决于放电时产生的焦耳热效应,放电区域的边界层厚度也起到了决定性的作用的推论。为进一步验证此思想,在高超声速激波风洞进行了等离子体气动激励诱导激波的实验研究。结果表明,在边界层很薄的情况下,等离子体气动激励能够诱导出斜激波。分别阐述了两种实验条件下诱导激波的机理,证实了边界层效应在等离子体与激波相互作用中起到了决定性作用。

压缩系统过失速过程的数值模拟

基于描述轴流压气机及其系统的动态气动响应的一维非定常数学模型，通过数值求解，即可对系统的过失速过程进行数值模拟。以一台三级压气机为算例。

等离子体气动激励抑制翼型失速分离的仿真研究

通过求解表面放电的二维流体体力模型,建立了翼型等离子体流动控制的数学模型,得到等离子体气动激励诱导的体力和热量分布,与Navier-Stokes方程耦合求解.进行了低雷诺数条件下,等离子体气动激励抑制NACA0009翼型失速分离的数值仿真研究,研究了等离子体激励的强度、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制和翼型升阻特性的影响.在雷诺数为58 000、攻角为24°的情况下,施加等离子体激励后,升力系数由0.744 9增大到1.240 4;阻力系数由0.401 2减小到0.350 3.

高压脉冲直流等离子体电源的研制及其放电特性

为满足高超声速磁流体流动控制实验研究的需要,采用同步高压脉冲电离和直流维持放电技术,研制了一种适用于高超声速激波风洞实验系统的高压脉冲直流等离子体电源。首先进行了静止低气压条件下的放电特性研究。通过高速电荷耦合器件(charge coupled device,CCD)可以发现:初始时刻直流放电强烈,放电电流达到16A;随着电容储存能量的消耗,放电电流逐渐减小,放电强度缓慢减弱,直至完全消失,放电形状近似为一圆形。然后进行了高超声速气流中无磁场激励、磁流体(magnetohydrodynamics,MHD)逆气流减速激励和MHD顺气流加速激励条件下的放电特性研究,提出了用于高超声速激波风洞实验系统的MHD激励强度判定标准。研究结果表明:高超声速气流中施加磁场能够起到稳弧的作用,有磁场激励条件下的电源能量消耗约是无磁场激励条件下的3～4倍;MHD加速激励同MHD减速激励的功率相等,而MHD加速激励的电源能量消耗高于MHD减速激励的电源能量消耗。

新型旋流畸变网的设计与仿真研究

为进一步研究旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,提出了一种叶片式旋流畸变网的设计方法,根据目标旋流场设置旋流畸变网的转向叶片和支撑结构,产生了4种特定流场结构和强度的旋流畸变。利用CFD技术对畸变网产生的旋流场与目标旋流场进行了详细对比研究。结果表明,旋流畸变网能够在指定的位置产生期望强度的整体涡和对涡旋流,并且能够准确复现出由S弯进气道和翼身融合体飞机形成的复杂结构形式的旋流畸变场;在气动交界面的3个测环上,畸变网产生的旋流场与4类目标旋流场的旋流角平均偏差分别为0.19°,0.64°,1.56°,2.48°,表明旋流畸变网对目标旋流场的复现有效性较强,满足了畸变网的设计需求。

腔室型旋流发生器的设计与仿真研究

为了模拟旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一套腔室型旋流发生器,通过灵活改变腔室几何构形来形成不同类型和强度的旋流,利用先进的CFD数值模拟方法开展了旋流器流场特征的研究并对旋流畸变指标进行了详细分析。结果表明,腔室型旋流发生器能够产生不同强度的整体涡和对涡旋流,气动交界面处整体涡最大旋流角可以达到65.8°,对涡最大旋流角可以达到58.2°;在压气机进口截面,近壁面处旋流强度最大,整体涡可达43.5,对涡可达9.26;整体涡主要影响叶尖流场,对涡主要影响叶尖和叶根的流场。随着流量的增加,旋流器总压恢复系数降低,整体涡强度增加,对涡强度降低。

飞机推进系统关键技术——推力矢量技术

首先对飞机推力矢量技术的研究发展概况作了简要介绍 ;然后以第四代战斗机 F- 2 2 /F-1 1 9和三代半战斗机 СУ- 37/АЛ- 37ФЮ 为例 ,说明了推力矢量技术全面满足了第四代战斗机的战技要求 ,第三代战斗机采用了推力矢量技术后已发展为三代半战斗机 ,从而充分论证了推力矢量技术促进了先进战斗机的发展 ;最后指出了推力矢量技术研究发展的有关项目 。

基于系统混沌指数的航空发动机状态监测

从混沌理论、分形学的角度研究了航空发动机失稳工作,计算了发动机失稳过程系统混沌特征量的变化.采用小波降噪对压气机压力数据作预处理,重构了系统相空间,改进了关联积分的计算方法,在此基础上采用滑动窗口方法计算了发动机失稳过程中系统李雅普诺夫指数、关联维数的变化.计算结果显示,发动机失稳过程中系统的混沌指数有显著的改变,系统进入失稳状态李雅普诺夫指数增大0.19,而关联维数则减小0.45,表明混沌指数可用于发动机系统的状态监控,亦为发动机失稳运动的特性研究提供了新思路.

局部电弧丝状放电控制激波／边界层干扰的数值研究

采用数值模拟的方法研究局部电弧丝状放电激励对激波/边界层干扰引起的气流分离的控制效果和机理。研究发现在干扰区上游和干扰区内进行电弧放电能够有效控制边界层的分离,且控制效果随着能量输入增大而增强,最大可使分离区减小40.6%,而在干扰区下游作用时对激波/边界层干扰基本没有影响。结合热阻塞效应,可得出电弧放电的作用机理是其产生的焦耳热在流场中造成局部流场阻塞,形成等离子体虚拟型面,在流场中诱导出微弱的斜激波和旋向相反的漩涡,增大了边界层内流体的动量,使其抵抗分离的能力增强,从而抑制了气流的分离。

进气道隐身装置与发动机联合试验研究

介绍了进气道隐身装置与某涡扇型发动机地面联合试验的设备组成与试验方法,分析了风扇形吸波导流体的隐身原理。通过实验,确定了吸波导流体对进气道气动性能的影响,考验了由复合材料构成的隐身装置的结构强度。

飞机扰动运动方程特征根的数值求解

用一元四次方程精确解的解析公式 ,研究飞机扰动运动特征方程的求解方法 ,并讨论计算机编程中应注意的若干问题。通过对某型飞机典型扰动运动方程特征根的精确求解 ,表明本方法对研究飞机的运动模态有一定的积极意义。

推重比10一级发动机技术改进方案分析

依据大量计算和估算研究 ,探讨了提高发动机推重比的改进方案。在推重比 1 0一级发动机参数的基础上 ,进行了发动机性能对设计参数的敏感性分析和初步优化迭代计算。依靠气动热力学的进步和配以相应的材料、工艺技术 ,发动机推重比可达到 1 2左右。进一步依靠减重设计和轻质材料的应用 ,发动机推重比可达到约 1 5。通过方案的相对难度比较分析 ,确定了一套可行的、短期可实现的、可达到推重比 1