跨音速

摘要： 目的研究航行体跨音速斜射入水的流动特性,获得不同入水攻角下航行体跨音速可压缩入水特性。方法建立跨音速航行体的几何模型,采用VOF(Volume of Fluid)均相流模型、SST k-ω湍流模型和Zwart空化模型进行数值模拟,并进行液相可压缩修正,对比不同入水攻角下的入水可压缩流动特性,分析绕航行体空泡的发展规律与航行体姿态和受力特性。结果计算了不同入水攻角下航行体跨音速斜射入水可压缩流动特性,入水攻角对空泡直径几乎没有影响,但不同攻角下,空泡形态随时间的发展明显不同,并且随着正负攻角的增加,空泡的完整性遭到破坏。航行体弹道轨迹偏移量,随正攻角的增大而增加,随负攻角的增大先增加、后减小。航行体水平和垂直受力随正攻角的增大而减小,随负攻角的增大先增大、后减小。结论在不同入水攻角下,航行体跨音速入水流动结构的发展具有相似性,但是随着攻角的变化,入水空泡结构、弹道偏移、受力特性都发生明显变化。

摘要： 高速飞行器部件多采用轻质薄壁加筋结构,当飞行器长时间跨音速或低超音速飞行时,这种薄壁结构在非定常气动载荷的作用下会表现出强非线性的流固耦合特征,其中激波运动、边界层效应、流动分离等流场非线性与几何大变形等结构非线性相互耦合作用会使壁板产生失稳行为,引起结构疲劳或损毁。该文基于CFD/CSD耦合数值模拟技术,预测和判别壁板在跨音速气流中随马赫数变化过程中响应形态,发现在跨音速区内会出现明显的单模态颤振形式。随马赫数的增大,其形态演化次序为稳态收敛、第一模态极限环振荡、屈曲、稳态收敛、跨音速颤振、非共振型极限环振荡、共振型极限环振荡、高频周期振荡、高频非周期振荡、第一模态极限环振荡到稳态收敛的过程。当壁板厚度增加、来流密度减小,演化形态会发生变化。同时,当考虑非定常加速效应和粘性效应后,会出现一定的延迟和阻尼效应,对高频非周期振荡起到抑制作用,这对于降低结构的疲劳损伤有积极效果。

摘要： 以NASA某高压比离心压气机为研究对象,开展了不同稠度扩压器对跨音速离心压气机性能影响的数值模拟研究,通过对比离心压气机的数值模拟结果与实验数据,验证了本文采用的数值模拟方法的可靠性。通过调整扩压器叶片数目和改变扩压器叶片弦长(保持展弦比不变)来分析稠度变化对离心压气机整机性能的影响,并通过对三维流场分析找到影响离心压气机性能的主要因素。结果表明:对于改变叶片数及叶片弦长两种方式,对离心压气机整机效率影响最大的因素分别为由于叶顶间隙引起的泄漏损失和由于盘侧边界层分离引起的壁面回流,并分别得出在设计点效率最高的扩压器设计为80%叶片数扩压器及70%叶片弦长扩压器。

摘要： 介绍了跨、超音速条件下温度传感器恢复特性的校准设备与校准方法,采用反串、低流速原位互校等方法,针对几种典型结构的温度传感器进行了马赫数0.95～2.0条件下的恢复特性校准,并与美国航空航天局的校准结果进行了比较,结果表明,二者之间的相对偏差在0.1％ ～2.8％之间.通过校准实验揭示了跨、超音速条件下温度传感器恢复特性的相关规律,为高速气流温度的准确测量提供了依据.

摘要： 为了获得高频响气动探针的优良外形,采用数值模拟方法,在来流马赫数0.8~1.5时,对三种不同二维形状的楔形探针进行对比分析。首先计算了三角形探针流场,获得了楔角的最佳数值。在最佳楔角的基础上,进一步分析了三种形状探针的流场特点。计算结果表明,贝壳形截面具有更大的偏转角范围。本文的结果可为高频响气动探针外形选择提供一定参考。

摘要： 利用递归神经网络(RNN)模型具有时间记忆性,且会考虑之前的输入输出对当前输出影响的特点,以递归神经网络方法建立了NACA0012翼型在跨音速阶段的非定常气动力模型;利用CFD计算NACA0012翼型绕其刚心作变频俯仰运动的跨音速气动力系数为训练数据,建立跨音速非定常气动力模型。以建立的跨音速非定常气动力模型预测NACA0012翼型作俯仰简谐振动的气动力系数,并与CFD计算的气动力系数进行对比。结果表明,该模型具备优良的逼近非线性非定常气动力的能力;针对跨音速二维翼型,该模型相比CFD可以更快速地构建,并能迅速且较为准确地预测不同频率下作简谐振动时的气动力。

摘要： 为了研究间隙非线性对颤振特性的影响,本文采用基于非定常雷诺平均方程的非定常气动力求解方法,耦合结构运动方程建立了时域气动弹性分析系统,并运用该系统计算三自由度无间隙二元翼段构型的颤振速度.采用描述函数法对间隙问题进行处理,得到了间隙非线性所带来的极限环振荡现象,并分析亚跨音速阶段间隙大小对颤振特性的影响.通过研究预加载对颤振特性的影响,得出预加载能够减弱间隙非线性影响,有效提高系统颤振速度.

摘要： 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.

摘要： 本文采用数值模拟的方法对二维栅格在跨音速段气动特性进行了分析，认为壅塞问题是栅格跨音速气动特性的重要表现。分析表明，采用一维理论能近似估算栅格的壅塞区间，壅塞区间内栅格升力效率下降，但能保持有别于自由格片跨音速特性的平稳变化。研究结论在某三维栅格翼设计中得到了验证。

摘要： 发展了基于CFD技术的非定常气动力ARMA降阶模型(ROM)并开展跨音速颤振问题的高效分析。针对“3211”型训练输入，依据通用CFD求解器进行关键的ROM训练过程;采用MATLAB系统辨识工具箱进行ARMA模型的参数估计和模型验证，并耦合结构模态叠加法形成颤振和伺服颤振分析。AGARD445.6机翼的跨音速颤振计算体现了ARMA/ROM技术的精度和效率。应用该方法进行BACT翼型的伺服颤振计算，舵面主动偏转有效提高了跨音速颤振速度。

摘要： 跨音速颤振试验通常在稳定理想流场中进行，不考虑非稳定流场对颤振特性的影响。在飞机T型尾翼跨音速颤振试验中，通过设置一种流场扰动改变风洞流场以研究流场对T型尾翼跨音速颤振特性的影响。试验结果表明，流场扰动可以将飞机T型尾翼的颤振耦合模态从平尾弯扭耦合型改为垂尾弯扭耦合型;同时,流场扰动可显著降低飞机T型尾翼的颤振速度，翼面外流场较翼面内流场在流场扰动中影响作用大。其原因在于流场扰动产生的跨音速激波作用在垂尾上改变了垂尾的非定常气动力，引起了颤振耦合模态改变和颤振速度降低。

摘要： 由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点，T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法，而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性，使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难，准确性较低。因此，需要采用试验为主计算为辅的方法来研究飞机T型尾翼跨音速颤振特性。针对某T型尾翼结构，用ZAERO软件等价片条势流跨音速颤振(ZTAIC)方法计算T型尾翼跨音速颤振特性，研究了马赫数、空气密度和平尾攻角对T型尾翼颤振特性的影响。采用跨音速风洞试验数据得到了飞机T型尾翼的跨音速颤振的凹坑曲线和压缩性特性。

摘要： 基于对压气机旋转失速的研究和认识，在现有的基础上进行优化，对于提高燃气轮机的性能及可靠性具有重要的意义。湿压缩技术提高了轴流压气机旋转失速的压比范围。本文选用NASA Stage 35 级模型，说明了湿压缩对压气机扩稳的作用。首先进行干压缩数值模拟，分析了跨音速叶型中叶顶泄漏流对旋转失速的影响，然后进行了多通道以及全周压气机湿压缩模拟计算，对比说明了湿压缩中液滴颗粒的运动对叶顶泄漏涡的抑制优化作用，在多通道湿压缩模拟中各个流道优化效果是不同的。

摘要： 本文采用时域分析方法进行了跨音速颤振特性研究。在结构运动网格的基础上，采用格点格式有限体积方法进行空间离散和双时间全隐式方法进行时间推进求解非定常N-S方程。这里分别计算了层流N-S方程和加SST湍流模型的N-S方程，以此来研究SST湍流模型在颤振时域仿真的计算方法。通过对跨音速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算结果与实验值的比较，计算的颤振临界速度与实验值基本一致，验证了本方法的正确性。

摘要： 基于通用流固耦合分析程序ANSYS/CFX，对新型运输机机翼和切尖三角翼的跨音速颤振和极限环振荡(LCO)特性进行了计算研究。结果表明，翼梢小翼和C型翼梢对运输机机翼的颤振特性产生了明显不利影响。分析中合理分离了翼梢装置重量和气动力的作用。切尖三角翼LCO的计算和试验值吻合良好。小动压情况下，LCO主要由结构几何非线性引起;大动压情况下，LCO的产生受到结构几何及材料非线性的共同作用;源于塑性的材料非线性导致了LCO幅值的急剧增大。

摘要： 为获得离心压气机各元件静压分布，作者重点开展了跨音速离心压气机级间静压测试研究，研究结果表明：①蜗舌未造成导风轮进口静压分布周向不均匀；②蜗舌导致了短叶片轮缘静压分布的周向不均匀性；③同一转速，跨音速高效工况周向静压分布并不均匀；④跨音速时，蜗壳沿流动方向总是减速扩压；⑤相同转速，扩压器静压提升变化很小（约3kPa），而叶轮静压提升变化很大（约13～50kPa），叶轮静压提升的改变决定着特性线的陡峭程度。

摘要： 随着叶轮机械技术的不断发展，人们对透平的设计也不断提高，总是希望能再设计出更小，做工能力更强的透平，高压比、高效率成为近年来透平技术的热点。向心透平利用哥氏力无损做功，相比轴流式有自身的很多特优点，向心透平目前的发展趋势是微型和高压比，而国内目前对高压比的向心透平研究得教少，对其流动特性及损失机理都不十分清楚。本文在给定总体参数的情况下，设计了一个压比为6的高压比向心透平，并使用Numeca软件对其进行数值模拟，探讨了其流动特性及损失机理，由于设计喷嘴出口马赫数较高，不免产生膨胀波系，本文还对其进行了分析。

摘要： 随着叶轮机械技术的不断发展，人们对透平的设计也不断提高，总是希望能再设计出更小，做工能力更强的透平，高压比、高效率成为近年来透平技术的热点。向心透平利用哥氏力无损做功，相比轴流式有自身的很多特优点，向心透平目前的发展趋势是微型和高压比，而国内目前对高压比的向心透平研究得教少，对其流动特性及损失机理都不十分清楚。本文在给定总体参数的情况下，设计了一个压比为6的高压比向心透平，并使用Numeca软件对其进行数值模拟，探讨了其流动特性及损失机理，由于设计喷嘴出口马赫数较高，不免产生膨胀波系，本文还对其进行了分析。

摘要： 本申请属于风洞试验领域，特别涉及一种针对跨音速颤振风洞模型加工的设计参数控制方法。包括：采用金属梁架制作飞机承力构件，生成第一颤振风洞模型，并对第一颤振风洞模型进行第一次地面共振试验；在第一颤振风洞模型上粘贴配重块，生成第二颤振风洞模型，并对第二颤振风洞模型进行第二次地面共振试验；在第二颤振风洞模型上安装辅件，内埋传感器，以及粘贴泡沫填充物；获取复合材料蒙皮试验件，并对复合材料蒙皮试验件进行材料拉伸试验以及复合材料蒙皮试验件共振试验；在模具内铺设复合材料蒙皮，并将第二颤振风洞模型置入复合材料蒙皮中进行中温固化，生成第三颤振风洞模型，并对第三颤振风洞模型进行第三次地面共振试验。

摘要： 本发明公开了一种用于跨音速涡轮平面叶栅实验的封严供气装置，风洞端壁上设有跨音速涡轮叶栅，风洞端壁的外侧设有封严供气腔，封严供气腔的顶部设有沿垂直于主流方向延伸并位于跨音速涡轮叶栅前缘上游位置的封严气出口，从封严气出口流出的封严冷气具有垂直于主流方向的分速度通入风洞主流通道内并与其中的主流气体相互作用。利用封严供气腔内的冷气速度方向与跨音速涡轮叶栅周向方向相切的特点，无需部件旋转即可再现封严流的周向速度，同时实现独立地改变封严流流量与封严流周向速度的效果，可充分模拟跨音速涡轮平面叶栅实验所需的封严射流条件，再现了真实涡轮内部的封严流特性，容易获得较精确的三维流场结构。

摘要： 本发明公开了一种超跨音速平面叶栅可变喷管装置，喷管上壁包括喷管上壁固定块、柔性壁以及柔性壁调节机构，喷管下壁包括喷管下壁固定块、平板和抽吸段，柔性壁调节机构的末端与柔性壁的主体部分的上表面活动连接，通过柔性壁调节机构可调节柔性壁的主体部分任意位置处的弯曲程度，继而实现对喷管的扩张段的形状的调节；平板的上游端通过一转轴机构与喷管下壁固定块的下游端相连接，使得平板可沿转轴进行有限角度的旋转，用于调节喷管扩张段形状。本发明以通过可变喷管的固定和调节机构，实现进口超音速流动和进口马赫数的连续可变；本发明设计的调节机构使用简单、效果明显。

摘要： 本发明提供一种可压流体跨音速流动过程中的液滴雾化三维数值模拟方法，涉及精细雾化领域。本发明运用数值模拟方法实现了三维模型空间中从跨音速流场的产生到其内液体粒子破碎的过程的仿真，所建立的数值模型与计算步骤可为不同形状的基于拉瓦尔机构的喷管内部的跨音速流场内液体破碎过程、破碎机理、粒子位置分布、粒径分布以及粒子速度分布等进行三维状态的可视化和分析，所建数值模型对不同气流入口、出口边界条件的流动中不同液体粒子的初始条件下的破碎过程与结果提供准确预测和最直观的理论依据。

摘要： 本申请属于跨音速颤振试验领域，特别涉及一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法。模型包括：机身模型部件，以及分别安装在机身模型部件对应位置的机翼模型部件、垂尾假件、平尾假件将机身模型部件分为机身承力结构以及附加维形两部分，机身承力结构采用铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮的结构；附加维型包括PMI泡沫以及复合材料蒙皮，附加维型安装在机身承力结构上。机翼模型部件同样采用铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮的结构，机翼模型部件的外挂点处通过挂架安装有外挂物金属模型。本申请使全机模型传力特性更反映真实情况，重量和机身刚度控制更加精确，同时提高模型强度和承载能力，更适用于重外挂状态的全机跨音速颤振风洞试验。

摘要： 本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，包括自循环机匣和轴对称端壁造型，所述自循环机匣安装在压气机匣壁面上，所述轴对称端壁造型设置在压气机转子通道上；所述自循环机匣与压气机机匣一端形成引气口，另一端形成射流口，且所述引气口的截面大于所述射流口的截面，形成收缩的流道；所述轴对称端壁造型设置在转子的叶顶‑10％～48％轴向弦长上。本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，通过在压气机机匣壁面上安装自循环机匣，然后在压气机转子通道上进行轴对称端壁造型，有效改善了压气机的稳定工作裕度并提高了设计点的效率。

摘要： 本发明公开了一种应用于向心涡轮的跨音速导向器、向心涡轮，所述跨音速导向器采用三段式径向气流通道及“盔形”叶型设计，第一段通道宽度沿流动方向逐渐减小，大大提高了气流加速效果，大大降低叶片进口流动损失，第二段径向气流通道的通道宽度保持不变，便于对导向器喉部面积进行检验，第三段径向气流通道的通道宽度变化则根据导向器叶片出口处的气流马赫数进行耦合设计，有效降低了导向器叶片出口处的气流马赫数在不同情况时无叶区的流动损失，进一步提高了导向器的加速性能。“盔形”叶型采用小曲率半径前缘及零曲率叶背设计，可有效提高叶片前缘负荷及叶栅通道的加速能力，降低叶型损失并减小导向器的尺寸和重量。

摘要： 本发明涉及一种用于CFD仿真大压比径流式透平跨音速定叶喷管的计算网格自动生成方法及生成器，属于径流式透平机械仿真技术领域，本发明设计了自动修改几何模型的控制程序，网格生成器可以自动的进行模型的修改与重建，产生大量的几何形状，然后利用开源的软件对网格进行划分，最后对每种形状进行仿真模拟，最优的模拟结果对应着最优的几何形状，实现了跨音速的定叶喷管几何形状的大批量更改以及网格大批量的划分。发明人以大压比径流式透平中发生跨音速现象的定叶喷管为实例进行测试，获得了高质量的跨音速定叶喷管二维网格。

摘要： 一种无需试验校准的四孔超跨音速探针，涉及一种超跨音速探针。探针本体采用在邻近底端位置设有弯角的无缝钢管，其内部中间位置设有随探针本体延伸的四根通道管，四根通道管沿探针本体轴心等角度排布并且与探针本体之间的间隔实心焊接为一体，探针本体前缘为测量端进行打磨形成圆锥探头，四根通道管与圆锥探头母线垂直贯通形成4个孔位，4个孔位均位于圆锥探头的50％母线处，探针利用超音速条件下细长锥体理论推导各气动参数。激波损失较小，并且有助于保证测量值圆锥前缘的静压，通过细长锥体理论计算得到各校准系数，极大缩短实验时间。

摘要： 本发明公开了一种跨音速涡轮转子叶片、涡轮转子及涡轮，其中所述转子叶片的叶型包括叶片前缘、叶片尾缘、叶片叶盆及叶片叶背，所述叶片叶背与相邻所述转子叶片的叶片叶盆之间的间隙形成叶栅通道，所述叶栅通道具有叶栅喉部，所述叶栅喉部具有位于所述叶片叶盆一侧的第一端和位于所述叶片叶背一侧的第二端，所述第一端位于所述叶片尾缘处，所述第二端位于距离所述叶片前缘1/6～1/5叶片弦长处；所述第二端的切线与同侧的所述叶片尾缘的切线形成的夹角为7°～16°；所述叶片叶背和所述叶片叶盆在所述叶片尾缘处的切线形成的夹角为3°～10°。本发明可有效适应跨音速流动强激波下的流动，有效的降低了流动损失。