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波转子的驱动力形成机理数值模拟研究

工程热物理学报 2024年第3期45卷 725-732页

作者：产世宁陈叶宇李凤超付超北京航空航天大学宁波创新研究院先进飞行器与空天动力创新研究中心宁波315800 中国航空发动机研究院北京101304 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206

自旋波转子用气流的驱动力维持转子旋转,能够显著简化波转子发动机系统结构、提高可靠性。通过数值模拟方法研究不同几何通道内部流动现象对切向驱动力的影响,解释波转子的驱动力形成机理。结果表明:弯曲几何通道中的激波/膨胀波在传播... 详细信息

自旋波转子用气流的驱动力维持转子旋转,能够显著简化波转子发动机系统结构、提高可靠性。通过数值模拟方法研究不同几何通道内部流动现象对切向驱动力的影响,解释波转子的驱动力形成机理。结果表明:弯曲几何通道中的激波/膨胀波在传播过程中,波面发生倾斜,导致每个通道上下壁面间存在压差,多个通道的正向压差累积最终形成正向驱动力,实现波转子自旋。

关键词：自旋波转子驱动力弯曲通道数值模拟

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边界层理论研究进展综述

中国科学：技术科学 2024年第6期54卷 979-1002页

作者：陶智马遥由儒全李海旺北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191

本文回顾了边界层理论提出至今120多年内的重要发展历程,梳理了边界层理论的发展脉络,总结了在边界层测试、边界层求解以及工程应用等方面的发展情况.Prandtl最开始提出的平板边界层理论从物理概念上解释了物体绕流的摩擦阻力现象,解决... 详细信息

本文回顾了边界层理论提出至今120多年内的重要发展历程,梳理了边界层理论的发展脉络,总结了在边界层测试、边界层求解以及工程应用等方面的发展情况.Prandtl最开始提出的平板边界层理论从物理概念上解释了物体绕流的摩擦阻力现象,解决了困扰多年的d'Alembert悖论.随着航空工业的发展,人们开始对边界层流动稳定性理论、湍流边界层、可压缩边界层、高速边界层、温度边界层、旋转边界层等概念进行拓展研究.在求解边界层方面,诞生了级数解法、积分法、渐进展开法和差分法等经典的数值求解方法;随着工程应用的需求,也发展了半理论半经验的解析方法求解湍流边界层.在测试技术方面从最初的Preston管测试逐渐转变为以热线风速仪为主要测试手段.同时本文还从航空航天飞行器高速、旋转和强换热的特点,介绍了高超声速边界层、旋转边界层和温度边界层方面较为前沿的研究成果,供快速掌握边界层理论的发展历程和今后的发展方向.

关键词：边界层高超声速旋转温度研究进展

冷却气进气角度对端壁泄漏流气膜冷却特性影响

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航空动力学报 2024年第8期39卷 69-77页

作者：唐润泽李海旺周志宇谢刚北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191 天目山实验室(浙江省航空实验室) 杭州311121 北京航空航天大学飞行学院北京100191

基于叶盘一体化模型,通过使用切应力输运(SST)模型对雷诺平均Naiver-Stokes(RANS)方程进行求解的方式研究了涡轮叶片端壁泄漏流气膜冷却特性,盘腔出口处的旋转雷诺数为1.5×10^(5)。为保证冷气与主流的密度比,冷却气使用二氧化碳来模拟... 详细信息

基于叶盘一体化模型,通过使用切应力输运(SST)模型对雷诺平均Naiver-Stokes(RANS)方程进行求解的方式研究了涡轮叶片端壁泄漏流气膜冷却特性,盘腔出口处的旋转雷诺数为1.5×10^(5)。为保证冷气与主流的密度比,冷却气使用二氧化碳来模拟,其在盘腔和主流中的扩散通过求解湍流输运方程得到。通过传质模拟传热的方式研究了由二级导向器进入盘腔的冷却气进气角度(-45°,0°,+45°)对端壁绝热气膜冷却效率的影响。研究发现:改变冷却气进气角度对端壁冷却特性影响明显,-45°进气角度能明显提高各冷却气与主流质量流量比下的端壁气膜冷却效率。

关键词：燃气涡轮发动机涡轮叶片端壁泄漏流气膜冷却

基于预训练模型的中心分级燃烧室燃烧振荡预报方法

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推进技术 2024年第4期45卷 182-189页

作者：覃子宇王欣尧韩啸林宇震北京航空航天大学航空发动机研究院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191 北京航空航天大学先进航空发动机协同创新中心北京100191

为促进实现燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡预报,提出一种结合预训练和迁移学习的研究思路。在预训练阶段,开展短火焰筒和长火焰筒下两类火焰图像的对比学习以完成编码器的自监督预训练。在迁移阶段,除了对特征编码构建线性分类器的直接迁移... 详细信息

为促进实现燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡预报,提出一种结合预训练和迁移学习的研究思路。在预训练阶段,开展短火焰筒和长火焰筒下两类火焰图像的对比学习以完成编码器的自监督预训练。在迁移阶段,除了对特征编码构建线性分类器的直接迁移,本文还提出将工况参数作为先验条件的贝叶斯迁移学习。结果表明,在两种迁移学习方式下预训练模型相比传统监督学习模型具有4.6%左右的性能提升。同时基于贝叶斯推断的迁移学习相比直接迁移鲁棒性更好。通过主成分分析和分层聚类,验证预训练模型能够提取火焰图像更为通用的热声特征。

关键词：燃气轮机燃烧室燃烧振荡预训练模型迁移学习主成分分析分层聚类

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典型及衍生激波针构型的减阻降热流动特性

航空动力学报 2024年第4期39卷 52-64页

作者：何坤袁化成南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝... 详细信息

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示:激波针头部扰流物相对直径较大时,减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点,而是存在一个变动幅度很小的峰值段,且相对直径在0.3~0.4左右时减阻效果最佳;典型激波针的最大减阻率约为50%,采用双扰流物构型时略有提升;中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大,最大减阻率超过60%,但气动加热问题较严重。相比而言,钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好,最大减阻率可达60%左右,降温率约为7%。

关键词：激波针衍生构型超声速减阻降热流动特性

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正X机身四旋翼太阳能无人机结构设计

太阳能学报 2024年第8期45卷 295-303页

作者：刘宇凡关鹏马骏范文艳徐博铭沈阳航空航天大学航空发动机学院沈阳110136

设计了一款正X机身的四旋翼复合材料太阳能无人机。基于流固耦合方法分别分析该型无人机各组件的气动特性、强度特性和失稳特性,并结合3D-DIC方法开展碳纤维杆件结构静力学试验。结果表明:搭载光伏组件可有效提升四旋翼无人机的稳定悬... 详细信息

设计了一款正X机身的四旋翼复合材料太阳能无人机。基于流固耦合方法分别分析该型无人机各组件的气动特性、强度特性和失稳特性,并结合3D-DIC方法开展碳纤维杆件结构静力学试验。结果表明:搭载光伏组件可有效提升四旋翼无人机的稳定悬停时间;在额定工况下,机身所受载荷不会随着飞行角度发生较大变化;在垂直飞行时,其载荷集中在中心区域;通过屈曲分析得到无人机的最大爬升速度为4 m/s,此时,泡沫板、主梁和太阳电池均满足强度要求;仿真结果与静力学试验结果的相对误差为15%,可满足工程设计的要求。

关键词：太阳能无人机碳纤维流固耦合结构强度非接触测量

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基于自适应Kriging的中介机匣结构可靠性分析

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航空动力学报 2024年第9期39卷 59-67页

作者：邸昊源李洪双南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016

为了探究中介机匣在多失效模式下的结构可靠性分析方法,建立了参数化有限元模型进行确定性分析。考虑航空发动机中介机匣的材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性,对中介机匣两种最典型失效模式:静强度失效以及刚度失效建立极限状态... 详细信息

为了探究中介机匣在多失效模式下的结构可靠性分析方法,建立了参数化有限元模型进行确定性分析。考虑航空发动机中介机匣的材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性,对中介机匣两种最典型失效模式:静强度失效以及刚度失效建立极限状态函数。通过构造两失效模式下的自适应Kriging(adaptive Kriging,AK)模型并结合广义子集模拟(generalized subset simulation,GSS)方法评估中介机匣结构失效概率,并基于Copula函数理论对中介机匣失效模式的相关性进行建模,明确两失效模式之间的相互影响,并与AKGSS方法计算结果进行对比。结果表明:中介机匣结构系统失效概率在10^(-6)量级;相较于传统方法,AK-GSS方法求解中介机匣结构失效概率时计算时长缩减了87.7%且几乎未损失计算精度。除此之外,考虑中介机匣两失效模式相关时AK-GSS方法依旧具有高精度。

关键词：中介机匣参数化建模 Copula模型自适应Kriging 广义子集模拟

斜坡限制域对脱体火焰宏观形状和燃烧振荡影响实验研究

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推进技术 2024年第5期45卷 107-116页

作者：宋恒韩啸张弛林宇震中国航空综合技术研究所北京100028 北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191 北京航空航天大学先进航空发动机协同创新中心北京100191

燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程,是燃烧室设计中必须避免的。其中,脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势,但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中,通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效... 详细信息

燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程,是燃烧室设计中必须避免的。其中,脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势,但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中,通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效果。本文通过单反相机和高速摄像获取了火焰平均结构和瞬态图像,并通过相平均图像和本征正交分解研究了火焰动态演变过程。结果表明,当台阶高度为0 mm时,不同斜坡张角的斜坡限制域均能对燃烧振荡起到非常显著的抑制效果。而在30°斜坡张角的斜坡限制域中,随着台阶高度的增加,抑制效果变差,但振幅相较突扩限制域发生了明显的降低。

关键词：燃烧室脱体火焰燃烧振荡被动控制斜坡限制域

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高温燃气流风洞试验舱压的影响因素研究

推进技术 2024年第2期45卷 173-182页

作者：王彪曹知红姜一通田宁赵玲北京航天长征飞行器研究所北京100076 清华大学航空发动机研究院北京100084

针对高温燃气流风洞实际试验过程中舱压变化的情况,选取了收集口位置、收集器豁口、主动控制和堵塞比四种不同的影响因素,使用试验和三维CFD (Computational Fluid Dynamics)方法对舱压试验匹配性的影响进行了相关的研究。数值研究与试... 详细信息

针对高温燃气流风洞实际试验过程中舱压变化的情况,选取了收集口位置、收集器豁口、主动控制和堵塞比四种不同的影响因素,使用试验和三维CFD (Computational Fluid Dynamics)方法对舱压试验匹配性的影响进行了相关的研究。数值研究与试验结果的趋势一致,舱压都随着影响因素数值的增加而升高。依据对舱压的影响程度的差异,这四种因素由大到小依次为堵塞比、主动控制、收集口位置和收集器豁口,计算范围内对舱压变化的最大影响程度分别为345%,271%,139%和18%。这些因素都破坏了溢流与主流引射之间的初始平衡,通过或相当于增加向试验舱内的溢流和减小主流的引射能力来提高舱压。

关键词：高温风洞舱压收集口主动控制阻塞比