为打破国外技术封锁,摆脱对Matlab等闭源计算平台的依赖,采用C++语言开发航空发动机转子动力学计算软件RDyn,基于一维梁单元模型和二维轴对称等参单元模型实现多种动力学特性求解功能,具有良好的前后处理可视化交互界面.利用Nelson转子模型,将自研软件的计算结果与商业软件进行对比.结果表明:其误差较小,验证了软件的正确性与实用性.

依据喷气发动机喉道扩压段设计方法,通过给定的设计参数,初步设计扩压段方案,采用CFD方法对扩压段性能进行仿真分析.通过调整喉道位置和面积、出口面积等参数;优化扩压段结构参数.研究调整扩压比、改变喉道位置对进气道性能的影响规律,通过仿真分析验证该方法设计的扩压段的有效性.

冲压空气涡轮是飞机的应急动力装置.依据叶素动量理论对冲压空气涡轮叶片进行气动设计,对设计的冲压空气涡轮进行计算流体力学仿真,研究了来流速度、安装角与冲压空气涡轮输出功率的关系,不同偏航角对冲压空气涡轮性能的影响及评估方法,绘制冲压空气涡轮输出功率随来流速度、安装角的变化曲线.研究发现,偏航角小于15°时,冲压空气涡轮的性能下降满足cos3γ评价法则,但随着偏航角的增大,这个法则不再适用.

针对推进系统采用TBCC组合循环发动机的飞推一体化高超声速飞行器,进行气动/推进力计算方法研究;分析并建立飞行器运动力学体系及计力体系,推导出推进系统双通道模式下一体化飞行器气动/推进力计算公式;针对TBCC推进系统的涡轮模态、涡轮冲压过渡模态及冲压模态三种工作模态,研究计力方法并计算分析飞行器在不同工作模态下升阻性能随攻角的变化趋势,研究飞行器各部件对升阻力性能影响贡献.研究表明:高超声速飞推一体化飞行器进行跨声速飞行时,前体对升力影响较大,机身阻力在很大程度上决定着飞推一体化高超声速飞行器的阻力大小.

采用VOF方法模拟交界面运动变化的基本原理,设计一种基于MHRIC格式的VOF方法,提高了计算效率.采用有限体积法对不可压有黏RANS方程及VOF控制方程进行空间离散,建立压强和密度的虚拟关系.使用C++语言编写RANS方程及VOF控制方程的代码.通过与经典Fluent算例NACA0012、液面晃荡,验证所编写的软件是可行的.

基于给定的不同轴向间隙,利用Pumplinx数值分析软件,对摆线转子泵的内部流场进行三维非定常数值模拟研究,获得轴向间隙对摆线转子泵性能的影响规律.仿真结果表明:在转速不变的条件下,随着轴向间隙的增加,摆线转子泵的容积效率明显下降,但流量脉动幅度没有明显变化;在轴向间隙不变的条件下,随着转速的增加,摆线转子泵容积效率变大.

为了研究小型变几何涡轮转速与安装角匹配调节对涡轮性能的影响,其中包括研究小型变几何涡轮不同转速变化对涡轮反力度和效率的影响以及在设计转速下不同涡轮导叶安装角工作状态下,涡轮流量系数与效率随膨胀比的变化趋势,以组合动力装置IPU用小型变几何涡轮为研究对象,采用ICEM CFD和Turbo-grid软件分别对涡轮导叶和转子叶片进行网格划分,数值仿真模型计算域包括涡轮进口、导叶、动叶和涡轮出口.结果表明:通过涡轮转速调整,可以减弱安装角变化对涡轮效率的影响;随着导叶安装角增大,最优匹配工况的膨胀比逐渐降低,可很好地配合APU与EPU共用变几何涡轮的工作;可以通过转速与安装角匹配调节,明显提高变几何涡轮的变工况性能,涡轮流量在-17.2％～+33.2％的变化过程中,效率下降不超过0.03.

为研究变几何涡轮导叶安装角变化对涡轮性能的影响,在传统定几何涡轮基础上,采用数值模拟方法对不同导叶安装角下涡轮导叶与动叶流场结构、出口参数、涡轮进口流量及效率进行了分析.结果表明:调整导叶安装角,可有效改变涡轮的通流能力,实现对涡轮流量的调节.针对所研究的小流量涡轮,导叶安装角转动1°,涡轮流量变化5％左右.安装角增大或减小幅度较大时都会引起动叶气流发生分离,导致涡轮效率下降,安装角减小时对效率影响更大;动叶负攻角设计可以提高涡轮的攻角适应性.

以某跨音速涡轮叶栅为对象,研究计算流体动力学数值计算方法,应用CFD软件AN-SYS CFX,分析不同网格量和不同湍流模型对数值计算结果的影响,得到最理想且最吻合试验结果的数值计算方法,并与试验结果进行对比分析.结果表明,考虑权衡数值计算结果与试验值吻合度和所耗时间的均衡性,三维网格的S1流面网格量为1万最为合适,SST湍流模型的模拟结果最为理想.

基于螺旋桨片条理论和航空发动机热力循环原理分别建立了螺旋桨性能和涡桨发动机性能仿真模型.在此基础上,基于飞行器需用推力建立了螺旋桨巡航阶段桨发匹配优化模型,提出了一种计算某一匹配推力系数下螺旋桨效率和进距比关系曲线的方法,并设计了桨发匹配优化方案.针对某型涡桨动力飞机,开展了巡航剖面桨发匹配优化.结果表明:相比于原来的巡航剖面,优化后的巡航剖面飞机巡航航程提高了13％,显著地提升了巡航性能.

基于特征线14方程模型,对充液管路系统中弯头处的流固耦合进行了建模研究,得出了弯头处的平衡方程,通过C++软件开发管道流固耦合时域响应计算程序,结合文献算例验证了建模的正确性,研究了弯头对管道流固耦合振动特性的影响.结果 表明,和直管相比,弯接头的存在能够降低流固耦合作用中流体压力和管道所受轴向应力脉动的峰值;弯头角度为90°时,弯头处流体压力脉动以及管道轴向应力脉动的峰值最小.

根据飞机设计阶段对航空发动机性能仿真简便、快速和有效的要求,在基于定部件效率的航空发动机性能仿真方法基础上,对航空发动机部件进行通用性建模,并采用面向对象技术构建通用航空发动机性能仿真系统.采用定部件效率模型对航空发动机性能进行仿真,降低了航空发动机性能仿真过程的专业性要求;同时,采用面向对象技术建立通用的航空发动机性能仿真系统,提高了仿真代码的重用性及仿真系统的适用性.利用该仿真系统建立双转子混排涡扇发动机和自由涡轮式单转子涡轮螺旋桨发动机仿真对象模型,并对某型双转子混排涡扇发动机稳态特性进行仿真,验证了仿真系统的有效性.

为了计算某型航空发动机齿轮传动轴承的受力和发热量,综合运用运动学、动力学以及热力学等有关理论,总结、推导得到了各轴承的受力和发热量计算式,利用C++语言开发了航空发动机齿轮传动系统轴承受力与发热量一体化计算程序.计算结果表明,轴承受力计算结果与实测值基本一致,计算模型合理,计算结果可靠.额定转速工况下,该传动腔室中的No1轴承发热量最大,达到315.6 W,工作中需要特别注意对它的润滑冷却.

Influence of coolant injection on the aerodynamic performance of high pressure turbine and secondary flow structure in cascade channel were numerically simulated.The results indicate that cooling high-pressure turbine vane and rotor load decreased,vane inlet and outlet Mach number decreased,rotor outlet relative Mach number increased in the radial region from 0 to 0.55,but decreased in the radial region from 0.55 to 1.0 with the increase of cooling air mass flow.Vane inlet and outlet flow angle was less affected by cooling air mass flow change.Cooling air mass flow increased from 4.83％ to 14.49％ of compressor inlet mass flow,rotor inlet relative flow angle increased in the radial region from 0.05 to 0.95,but outlet relative flow angle decreased in the radial region from 0.6 to 1.0;adiabatic wall cooling efficiency of vane first increased and then decreased while adiabatic wall cooling efficiency of rotor gradually improved by 19.33％.Hub and case sealing gas entered into the rotor cascade channel in bundles,with cavity sealing gas flow was greater affected by the pump effect of rotating wall.

以某型地面燃机的离心式低压压气机为对象进行了全三维数值模拟,分别计算了折合转速相同但进口总温、总压及物理转速不同的7种状态的压气机工作特性曲线,其中物理转速分别为90％、100％及105％.结果表明:折合转速相同时流场的相似程度较高但性能差别较大,随着进口总温升高、总压减小雷诺数降低,压气机增压比、效率降低.

以双转子燃机为研究对象,用部件法对燃机进行气动热力性能研究;介绍了燃机特性计算中运用牛顿法寻找燃机的共同工作点,根据Newton-Raphson方法的迭代思想,研究基于高斯消去法的燃机稳态共同工作方程组数值求解方法.实际计算发现:试给若干参数对发动机各部件逐个进行特性计算,并迭代寻找共同工作点,会出现多种问题(迭代不收敛、高斯方程组系数矩阵奇异等)导致计算失败.针对上述问题,采用方程组降阶法、试给参数选择范围弹性限制法改进程序中的算法.结果表明,计算稳定性提高,迭代易收敛.

The numerical calculated method is used to research on the technology of the total pressure distortion with flashboard. Based on experimental data, the method of numerical simulation is used to simulate the flow field. Then flow field structure and dis-tortion degree of different positions behind the flashboard are analyzed. Comparing the numerical result with experimental data, they trend to great agreement, but a great difference is made in the mumerical value. Behind AIP, a section-whereΔσ0 is the same with experimental data. The interposition method can be used to calculate the section corresponding to different M1 , and complete the preliminary estimation of the experiment.

针对某高压燃气三维扭转涡轮导叶全叶身冷气射流进行了数值模拟,详细分析了在设计转速下改变冷气流量对叶片气动性能、冷却效率和叶栅通道损失的影响;对比分析了在冷气流量相同的条件下,改变转速对涡轮级性能影响.结果表明:不同冷气流量对导叶冷却孔附近区域的静压影响较为明显,而对下游转子的型面静压影响不大;导叶冷气射流对叶栅通道内主流气流角影响较小;冷气流量占主流流量由2.50％增加至6.25％,叶片绝热壁温降幅达11.19％,导叶叶栅通道总压损失和能量损失分别增加了12.95％和12.01％,而涡轮级功率和级效率分别降低了2.39％和1.51％.

This paper numerically simutates three rows holes of a high-pressure gas turbine stator on the leading edge.The injection angles of the row of holes are 30°,45°,60° and 90° to the radial direction,respectively,the lateral direction angles are all 90 deg.The pretreatment technology is used in dividing mesh grid.It also analyzes the influence of the leading edge of film cooling effect on the surface aerodynamic parameters and cooling efficiency on condition that the cooling mass flow is 1.25% of main flow and compares and studies the association between the different mass flow rate and flow losses,the efficiency of the turbine stage.The results show that when the radial jet angle decreases,the vibration amplitude of pressure and mach number near the area of cooling hole is weakened,the temperature of the blade decreases with Cooling mass flow increases,but the amplitude of temperature gradually decreases.The total pressure loss coefficient and energy loss coefficient increases with the mass flow increase.The stator inlet flow and efficiency of turbine stage are decreased with the cooling mass flow increased.

An inverse design numerical method was introduced to investigate the design technique of new bipyramid bump compression surface. The axisymmetric Euler equations with the discontinuities boundary condition were solved on dynamic mesh using computational domain partition method which calculated the second shock wave in order to avoid solving the shock location error by shock capture method. On this basis, a bipyramid Bump example combined with the flat plane was designed by the streamline tracking method introduced to generate Bump compression surface, and it was simulated by computational fluid dynamics in viscosity. The results show that: (1) the model maintains a strong boundary layer swept capacity in the flow field structure; (2) at Mach number 2.0 condition, the method adopted here can make the total pressure recovery coefficient of the Bump compression system increases 0.04 compared to the traditional Bump compression surface based on cone waverider design, also lays the foundation for improving the Bump inlet performance.