摘要：借鉴二维超声速进气道的设计方法,设计了一种旋转冲压压缩转子的二维进气流道,并采用二维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值仿真,研究了转速、背压对二维进气流道中波系结构、内部流动特性和性能的影响.计算结果表明:所提出的旋转冲压压缩转子二维进气流道设计方法是可行的;二维进气流道中产生的激波系与二维超声速进气道中产生的激波系相类似,所不同的是二维进气流道中产生的激波为弯曲激波,而二维超声速进气道中产生的激波为平直激波;转速和背压对二维进气流道的性能有较大影响.

摘要：借鉴典型三维超声速进气道的设计方法,设计了一种旋转冲压压缩转子三维进气流道,并采用三维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值研究.计算结果表明:与三维超声速进气道中的平直激波系不同,三维进气流道中的激波为曲线激波;与二维进气流道中的激波系相比,三维进气流道中的激波系要相对模糊和复杂;转速和背压对三维进气流道的性能有较大影响.

摘要：为使涡轮/冲压组合发动机能在宽广的飞行高度、速度内飞行,设计一种组合发动机可调进气道气动结构.编制带黏性修正激波系结构预估程序,实现不同来流马赫数及来流攻角下,进气道内激波系结构布置及强度预估,并指导进气道可调楔板尺寸选取.考虑进气道附面层抽吸后,对来流在马赫数为1.6～4.0范围内,-2°,0°和+2°三种攻角下进气道二维流场进行数值计算,流场结构与二维带黏性修正激波系结构预估程序计算结果非常吻合,得到进气道在各工况条件下气动性能,分析了来流马赫数及攻角对调节规律及进气道性能特性的影响规律.

摘要：本文采用三维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型,在设计工况下对3种具有不同隔板截面形状的旋转冲压压缩转子进行了数值研究。计算结果表明:旋转冲压压缩转子进气流道内主要存在三道曲线激波对气流进行压缩;隔板截面形状对激波及气流流动影响较大,隔板截面形状为"正梯形"时,旋转冲压压缩转子具有较高的效率和较小的出口气流角。

摘要：为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽吸能改善喉部之后流场状况,提高进气道性能,少量抽气不改变流场结构,加大抽气量,使喉部之后激波串转变成正激波,正激波之后流场不分离,进气道出口性能参数提高显著。

摘要：为了准确预估转捩起始点位置,采用考虑转捩的γ-Reθ湍流模型,对锥体高超声速流场和平板激波/边界层干扰流场进行了验证,有效地预测了边界层转捩位置、激波/边界层干扰的复杂波系结构、分离流动以及气动加热现象,且比传统的湍流模型具有更高的可信度.设计了三压缩角和等熵压缩型面进气道流场,计算结果表明,等熵压缩型面设计具有较好的喉部通流能力和较高的总压恢复性能,在进气道喉部之后,两方案性能基本一致.

摘要：为满足固体推进剂涡轮火箭发动机高负荷、高效率、低展弦比涡轮设计要求,对发动机涡轮进行初步设计.采用哈尔滨工业大学编制的叶型编辑程序,设计单级膨胀近似为4的涡轮动静叶叶型,采用NUMECA软件对所设计的涡轮动静叶流场进行数值计算.结果表明:高膨胀比涡轮动静叶整个流道内均出现超音速流动,采用缩放通道可减小激波损失;静叶出口马赫数较高,产生的尾缘激波与相邻叶栅吸力面相交,使吸力面马赫数波动,产生逆压梯度,增大了流动损失;在动叶中,端壁附面层内二次流沿壁面汇聚到吸力面中部,使吸力面中部损失增大.

摘要：基于冲压发动机进气道压缩技术的Rampressor具有结构简单,压比高等优点。但其压缩机理导致其总压损失高,出口超音速及出口气流角偏小等问题,从而增加下游部件的设计难度。为了弥补Rampressor压缩转子的弱点,提出一种基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子(scrampressor)的设计方法。首先通过与Rampressor对比,阐述scampressor压缩原理并给出其设计方法;其次采用三维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值仿真,研究了转速、背压对三维压缩转子流道中波系结构、内部流动特性和性能的影响。计算结果表明:所提出的基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子(scrampressor)三维进气流道设计方法是可行的。该压缩转子具有结构简单、较高压比、流量较大、出口马赫数合适和出口气流角相对较大等优点。

摘要：为验证民用大涵道比涡扇发动机对《航空发动机适航规定》CCAR33.76吸鸟适航条款的适用性,针对吸鸟条款中的中鸟附加完整性子条款开展数值仿真研究。基于风扇叶片鸟撞过程动力学仿真结果及鸟撞前后风扇特性数值计算结果,以某型发动机为例建立吸鸟过程动态性能仿真模型,完成了发动机从吸鸟开始到最终稳定的动态过程仿真,获得了吸鸟过程及最终稳定后的性能变化情况。结果表明:吸鸟后发动机性能急剧变化的主要因素是风扇叶片的塑性形变,通过起飞状态发动机吸鸟前后稳态节流特性对比,起飞推力下降约8%,满足持续的功率或推力损失不超过25%的条款要求;随着转速下降,风扇外涵喘振的风险极高,需改进设计保证吸鸟后风扇外涵仍具有足够的裕度;吸鸟前后,涡轮进口温度及发动机排气温度均下降,不存在超温风险。

摘要：为了保证民用涡扇发动机在高高原机场首次试飞起动成功,采用建模设计方法,建立了发动机部件级起动模型,包括高海拔气候条件对起动机特性的影响、旋转部件低转速特性延伸和修正、高海拔燃油雾化及点火对燃烧室效率的影响、发动机附件阻力和功率损失、风阻和吸放热等模块,设计了民用涡扇发动机高海拔起动控制规律。采用仿真和试验分析技术建立了民用涡扇发动机起动方案设计方法和试验调试优化方法,详细分析了起动机能力降低、转子运转阻力增大、燃油喷嘴雾化效果差、部件效率和稳定性降低等4项影响高高原起动成功的因素。按照循序渐进的原则设计了高高原试飞起动风险规避试验流程。试验结果表明:设计的民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法有效,确保了飞机首次转场高高原机场降落后成功起飞。