航空涡电动力气动热力学研究

汽车电动化发展促进了航空电动化,1903年莱特兄弟用活塞发动机实现了人类的第一次动力飞行,也是第一次航空飞行。随后,涡轮动力代替航空动力高速飞行揭开了第二次航空革命的序幕。现在的航空电动化又称为第三次航空技术革命,它为整个飞行器的设计带来革命性变化。航空电动化的核心是涡轴、涡桨、涡扇,电动化发展为涡电动力,是目前中高速无人机、中重型飞行汽车、eVTOL(电动垂直起降飞行器或飞行汽车)等新一代装备的主导动力形式。

涡轴发动机起动过程的一种气动热力学实时模型

采用部件法建立了某涡轴发动机的起动模型,研究了温升对起动过程的影响,考虑部件特性在低状态下的变化和边界、环境条件对各截面输出参数的约束,给出了某发动机的起动仿真结果。仿真结果表明动力学起动模型能够对发动机的起动过程进行真实的模拟。

压气机结垢气动热力特性数值分析

针对压气机叶片结垢后的气动热力性能退化的问题,采用扩展壁面函数的Spalart-Allmaras(S-A)模型,探索不同程度结垢时压气机气动特性变化机理和热力性能退化规律。研究表明:结垢后,粗糙度增加,叶型改变,耦合激波的干扰影响边界层流动形态,进而影响压气机性能;不同叶高处的参数对结垢的敏感性迥异,其中结垢对叶根和叶顶处产生的气动性能退化影响较大;随着压气机结垢的发展,热力性能呈现出非线性退化的特性。

基于过程神经网络与气动热力参数的航空发动机状态监视

采用前馈过程神经网络方法预测发动机排气温度,讨论了网络输入输出参数的选择问题,基于正交基函数简化了前馈过程神经网络的聚合运算,提出了从前馈过程神经网络向传统前馈神经网络网络模型的转化方法,基于传统前馈神经网络先验知识给出了学习算法,进行了网络训练及仿真,取得了满意的结果。

第3代汽轮机气动热力设计体系的建立及其工程验证

当代汽轮机气动热力技术已发展到以新一代叶型、弯扭叶片为代表的全三维时代，即第３ 代。文章讨论了第３ 代技术的内涵、基本特征和技术开发思路，介绍了所开发的新技术及其在国产２００ＭＷ 老机组通流部分现代化改造中应用的情况。试验表明，改造后机组通流部分效率提高约５ ％ ，出力可增加１０ ％ ，机组性能达到了先进水平。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文)

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系。定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响。

煤粉锅炉旋流燃烧器的气动热力性能数值分析

采用数值分析法对旋流燃烧器气动热力性能进行预估。利用代数应力模型描述紊流特性，紊流燃烧模型为κ-ε-ｇ模型，固体壁面采用参数投影法，热辐射对燃烧室内传热过程影响是用修正热通量模型来考虑。

航空发动机整机二维气动热力数值模拟

研究了用于航空发动机整机数值仿真的含粘性力项的二维欧拉流动模型,进行了整机流场数值仿真。用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅,定义了三种不同损失系数;采用高阶精度Godunov格式和时间推进法,交替使用显/隐格式,收敛速度快,计算准确度高。计算了某双轴涡扇发动机设计点的整机性能与部件性能,计算结果与设计数据相吻合,分析整机仿真计算得出的流场参数分布,可以更好的了解流场细节。数值试验表明,建立的程序可以预测发动机稳态条件下的整机性能以及用于发动机的设计与改进,奠定了二维数值试验台建设的基础。

叶轮机械气动热力学的回顾与展望

对半个世纪以来叶轮机械气动热力学的重要发展，特别是两类相对流面理论和三维粘性流动的数值解法作了回顾；对其今后的发展，特别是非定常流动研究方面可能取得的巨大进展作了展望．

以有限元方法为主体的计算气动热力学

计算气动热力学是一个新的领域,它是航天技术发展的产物,同时它又对航天技术的发展起了很大的推动作用.本文论述了航天器与气动热力学,计算气动热力学与有限元法,有限元法与气体-热-结构三位一体化以及计算气动热力学的前景.

涡扇发动机气动热力模型的Matlab表达

分析了应用Matlab集成涡扇发动机气动热力模型所涉及到的关键技术,并给出了相应的解决方法；通过与实际试车数据比较和闭环回路仿真,验证了在Simulink中构建的模型计算精度较高。

博学笃志 锐意进取——著名气动热力学专家王保国教授

百舸争流，百花齐放，在中国科技发展史册上，有着这样一些科教英才的光辉篇章。他们，执着事业，追求真理，刻苦朴实，脚踏实地，他们以其丰厚的文化智慧和深邃的理论思维，从根本上体现着科学与人文精神的完美结合。

国产二十万千瓦汽轮机高中压缸准三维气动热力分析

本文采用准三维计算方法分析了国产二十万千瓦汽轮机在运行工况条件下的高中压缸气动热力性能.S1计算分析了叶型表面等摘马赫数分市情况及叶型的性能，S2计算得到了沿叶片高度的气动热力参数分布并分析了主要的通流性能参数，最后为改造设计提出了若干建议．

某型涡桨发动机气动热力仿真计算

文章计算了各气路部件之间的气动热力参数和总体性能参数大小,分析相互关系,进而对发动机的设计提供理论依据。针对某型涡桨发动机的气路结构进行了气动热力仿真计算研究,利用设计手册给定的发动机设计点主要工作参数数据进行气动热力仿真计算,对比计算得到的发动机总体性能参数数据与设计点给定的总体性能参数数据,验证了仿真计算算法的有效性以及准确性。针对气动热力仿真计算结果所产生的误差,初步分析并验证了算法优化需要考虑的部件特性的耦合系数以及引气对发动机性能的影响等因素。

一体化小涡扇发动机系统的气动热力数值模拟

建立了一体化弹用小涡扇发动机系统含粘性力项的准三维欧拉流动模型。燃烧室中给出了燃油相对浓度系数和燃烧不完全程度系数经验分布 ;用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格 ;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅 ,定义了三种不同损失系数 ;采用高阶精度 Godunov格式和时间推进法 ,交替使用显 /隐格式 ,收敛速度快 ,计算准确度高。预测了巡航条件下发动机节流特性、内涵喷口几何面积对发动机性能影响 ,结果与其它有效数据相吻合。数值试验表明 ,建立的程序可以预测发动机其他稳态条件下各种特性。经过推广可应用于过渡态的模拟 。

风洞来流参数影响的气动热数据不确定度评估

激波风洞是开展气动热预测的重要手段,气动热数据的准确预示对降低高超声速飞行器热防护系统设计裕度、增加飞行器有效载荷和射程有重要意义,因此对激波风洞气动热试验数据开展不确定度研究很有必要。对激波风洞重复性运行导致的热流不确定度进行研究,首先采用蒙特卡洛方法,对重复运行58车次的激波风洞测量数据进行分析,获得了风洞来流参数随机分布不确定性。结果表明来流速度的相对不确定度较小,为1.02%;而来流压力的相对不确定度较大,为3.54%。然后选取来流温度、来流密度、来流速度、壁面温度4个不确定性输入变量,采用拉丁超立方抽样法生成样本,通过气动热数值计算获得钝锥模型壁面热流数据,采用非嵌入式多项式混沌方法进行不确定度量化和敏感性分析。结果表明在钝锥头部和锥体大部分区域,风洞重复性运行导致的热流不确定度约为4%~5%;敏感性分析结果显示壁面热流对来流速度最敏感。因此如果需要降低热流数据不确定度,就需要降低风洞来流速度不确定度,这需要通过将激波管激波马赫数控制在更小的偏差范围内来实现。

多级小焓降涡轮叶片热力气动设计方法与工程实践

深入地研究了汽轮机通流部分基本设计参数对流动损失的综合影响,提出了能够有效提升通流效率的多级小焓降叶片气动设计方法,并结合各种流动损失的产生机理揭示了多级小焓降叶片气动设计方法在理论上的内在合理性。将多级小焓降叶片气动设计方法与其它准三维和三维叶片设计技术融合,应用于哈汽公司1000MW超超临界汽轮机高压通流的气动设计,随之进行的叶栅风洞试验和机组性能试验结果证实了多级小焓降叶片气动设计方法在工程设计中的有效性。

基于气动热力模型的FADEC系统FHA方法

从适航规章对全权限数字发动机控制(full authority digital engine control,简称FADEC)系统的安全要求出发,结合功能危险分析(functional hazard assessment,简称FHA)的一般原则和FADEC系统的特点,得到了FADEC系统FHA的分析要素.根据分析要素中的工具与数据需求,将航空发动机气动热力模型用于可调放气活门(variable bleed valve,简称VBV)控制功能失效危险分析,结果表明:①该模型能够辅助确定FADEC系统功能失效的发动机影响;②FADEC系统功能危险的模型分析方法通过定量分析确定发动机影响的危险等级,为FHA提供直观的参考依据,可作为对专家经验的补充.

轨道再入飞行器气动热力学环境研究

高超声速飞行器气动热力学环境研究是直接涉及轨道飞行器飞行控制、热防护设计和热安全的关键问题之一。本文借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,使用高分辨率总变差减小格式,计算研究了轨道再入飞行器再入地球大气层的10个飞行工况(飞行马赫数9.7～27.8),分析了不同工况下轨道再入飞行器弓形脱体激波后流场气动热力学环境特性,得出气动力系数和沿壁面的热流密度分布,与国外相关飞行数据比较,两者吻合较好。

面向适航的航空发动机非线性气动热力建模方法综述

对适航规章关注的喘振和吸雨、吸雹等特殊运行环境安全问题中,航空发动机非线性气动热力模型建立方法开展需求分析及其进展综述。在分析发动机动态特性和过渡态仿真方法基础上,提炼了民用大型航空发动机喘振、吸雨和吸雹仿真的气动热力建模要素。分析认为:相对于容积动力学和传热动力学,转子动力学是发动机最重要的动态特性;流量法仿真精度更高,容积法更适宜于描述发动机高频特性;符合性验证仿真建模可在基于部件匹配的气动热力模型基础上,纳入喘振、吸雨、吸雹的模型要素。分析结果可支持基于试验数据和服役数据进行仿真工具的开发。