圆管型与叶栅型去旋喷嘴流动对比分析

为了探索喷嘴结构优化对盘腔内流阻特性的影响规律,分别对去旋角度为28°的直叶栅与扩口叶栅型喷嘴下的径向内流共转盘腔在不同转速下开展数值研究,并与圆管型喷嘴作对比。获得了三种结构不同工况下的流场结构、旋流比与相对总压分布图及总压损失分布曲线。研究结果表明:随着转速增大,叶栅型与圆管型喷嘴总压损失系数的变化趋势一致;直叶栅与扩口叶栅的系统总压损失系数均比圆管显著降低40%与27%以上;直叶栅与扩口叶栅喷嘴内的流场结构相似,喷嘴总压损失系数相近,且都随转速增大而缓慢减小。     

翅片安装高度对共转盘腔减阻特性影响的数值研究

为了探索翅片安装高度变化对共转盘腔径向内流总压损失的影响规律,对不同转速、翅片径向安装高度下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构及总压损失分布曲线。研究结果表明:翅片安装高度能够影响盘腔内部旋流比分布情况,翅片吸力面流体的旋流比大于压力面侧;随着翅片安装高度的升高,减涡器的总压损失先减小后增大;在所研究工况及结构参数下,翅片下端径向高度与盘腔高度比值为0.476时减涡器的减阻效果最好,压力损失系数降低16%左右;在一定条件下,翅片式减涡器总压损失主要集中在翅片所在盘腔分区;翅片上端和下端盘腔分区总压损失对减阻性能的影响起决定性作用,且上端的影响大于下端的影响。     

翅片位置对复合式减涡器减阻性能影响数值模拟

为了探索翅片-管复合式减涡器的翅片安装位置对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速、翅片周向位置及安装角度下的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下共转盘腔径向内流的流场结构及压力损失分布曲线。研究结果表明:减涡管能引导流体径向流入,并降低流体的旋流比;相比于管式减涡器,翅片-管复合式减涡器能明显降低盘腔内的总压损失;在不同旋转雷诺数下,翅片的周向安装位置α及安装角β均存在最佳值;在中、高旋转雷诺数下,最佳值分别为α=9°,β=30°,最佳结构下总压损失较基础模型低40%左右;改变翅片周向位置及安装角度可以明显改变气流进入减涡管的角度,在较优情况下,可以减小流体流入减涡管的阻力及在减涡管内的流动阻力,整体上减小了盘腔内总压损失。     

减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟

针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。     

管-隔板复合式减涡器流阻特性

为了探索管-隔板复合式减涡器结构对共转盘腔径向内流流阻特性的影响规律,对不同转速、管-隔板复合结构下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构、总压损失以及沿程总压损失分布曲线。研究结果表明:相对于基础管式减涡器,管-隔板复合式减涡器可以明显降低盘腔内的总压损失。管式减涡器盘腔上游安装隔板的减阻效果要优于盘腔下游安装隔板的减阻效果,且上游隔板和下游隔板存在最佳无量纲长度为0118和0065,与基础模型相比,最佳减阻效果分别提高17%和5%。在最佳隔板长度下,管式减涡器上、下游同时安装隔板的减阻效果最好,相比于基础模型,减阻性能提高19%。     

压气机引气系统典型减涡器减阻特性对比分析

为对用于压气机引气系统的典型减涡器结构的减阻特性进行对比,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对带三种典型减涡器的径向内流共转盘腔模型开展研究,并与无减涡器共转盘腔基准模型进行了对比。模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,分析了各模型流场结构、速度分布、哥氏力分布和压力损失特性,对典型减涡器的减阻特性有了更深入的认识。结果表明：虽然三种典型减涡器结构差异较大,通过布置不同结构的减涡器,降低或抑制了共转盘腔内旋流比的增长速度和幅度,显著降低了压气机引气系统径向内流共转盘腔的压力损失,获得相近的减阻效果。与基准模型相比,在计算模型进出口截面间,去旋喷嘴式减涡器模型压力损失降低了73.4%;管式减涡器模型压力损失降低了80.7%,翅片式减涡器模型压力损失降低了84.5%。     

有去旋进气共转盘腔内流动换热数值模拟

对左边转盘高位带去旋孔且附有内隔片的共转盘腔内的流动和换热进行了数值模拟.揭示了去旋角、旋转雷诺数、去旋喷嘴进气无量纲流量系数等参数对共转盘腔内的流动结构、压力损失和换热效果的影响.结果表明:盘腔内的总压降随无量纲流量系数的增加呈"S"形变化趋势;旋转雷诺数和冷气无量纲流量系数的增大都能增强转盘表面的换热效果;与预旋转静盘腔相比,去旋进气共转盘腔能使出口气流温度更低,冷却效果更好.      

反旋进气盘腔内流动与换热的数值模拟

应用RNGk-ε湍流模型对围屏上带反旋喷嘴的径向内流旋转涡轮盘腔内的流动与换热进行了数值模拟,揭示了盘腔内的压力损失及冷气流量、旋转雷诺数、湍流参数等因素对盘腔内流动换热的影响.计算结果表明:盘腔内的流动结构主要由湍流参数决定;在某一旋转雷诺数下盘腔内压力损失随冷气流量的增大而呈现S型变化;反旋喷嘴的应用能有效地降低盘腔内的压力损失;转盘附近的努赛尔数随冷气流量及旋转雷诺数的增大而增大.      

预旋喷嘴径向角度对预旋特性影响的数值研究

为了降低低位进气预旋流路的气动损失，针对带有不同径向角度（0°~30°）预旋喷嘴的预旋系统进行了数值仿真，并对流动特性、温降特性和比熵增特性进行了分析。结果表明:随着预旋喷嘴径向角度的增大，预旋系统无量纲温降先增大后减小，流动阻力减小，预旋系统的流量随之增大。旋转雷诺数为2.3×107时，预旋喷嘴带径向角度的预旋系统无量纲温降比传统喷嘴最大可提高18.3%，存在某一角度使预旋温降特性达到最好。预旋系统内的耗散主要发生在预旋腔和共转盘腔内，径向角度为10°时其比熵增变化量分别占整个预旋系统总体比熵增的42.4%和30.2%；合理设计预旋喷嘴的径向角度，能改善预旋腔内气流的流动效果，并且可以减少整个预旋系统的不可逆损失。      

新型翅片式减涡器减阻特性数值研究

为了降低压气机径向引气过程中的压力损失,在设计出新型翅片单元结构的基础上,研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律,对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明:新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比,降低引气压力损失;翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好,在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的条件下,其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果,随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强,在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优,且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面,最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%,29%,7.8%;另一方面,最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量,具有较高的工程应用价值。     

系统级芯片设计研究

根据国内外电子行业及微电子IC设计行业的发展现状和军用航空电子系统的特殊性,本文提出了SOC设计构想,详细讨论了SOC设计过程。并以视频字符发生器设计为例,对航空电子进行了SOC新设计概念的探索。     

对转压气机叶尖间隙效应对其性能影响的研究

为了进一步了解对转压气机中不同转子叶尖间隙改变对其性能的影响,以对转压气机为对象,基于数值方法研究了该压气机不同转子对应的叶尖间隙效应及其性能的变化。结果表明:随着叶尖间隙的增加,压气机总压比和效率均有所下降;两排转子的峰值效率敏感度曲线与间隙大小均近似呈线性关系,且转子R2对应的峰值效率和喘振裕度随叶尖间隙的变化较R1更加敏感。该对转压气机存在最佳间隙组合,即转子R1和R2分别取叶尖间隙为1.0τ和0.5τ(τ代表设计间隙),此时的峰值效率和喘振裕度较设计间隙分别提高约0.62%和6.9%;转子叶尖间隙的增加会使得相应转子叶尖泄漏涡的起始位置后移,两排转子中一个转子叶尖间隙变化时会对另一个转子的叶尖流动产生影响,且转子R2叶尖间隙的增加对转子R1的影响更加显著;两排转子叶尖间隙的变化均会影响该对转压气机的最先失速级。     

基于AES算法的FPGA实现技术研究

AES加密标准是2000年10月美国国家标准与技术研究所(NIST)提出来的新型加密算法标准,用来取代上一代的DES数据加密标准.基于AES(Advanced Encryption Standard)加密标准算法,研究其在FPGA设计中的应用.通过对AES基本原理的介绍,并通过对整体体系结构的设计,进行verilog代码编写,然后进行仿真验证,将其与理论计算结果进行了比较.通过对设计仿真综合,最后将Verilog语言的RTL级代码在FPGA进行原型验证,测试结果符合设计要求.     

基于网络的数据库安全研究

数据库技术和网络安全技术的融合,成为当今数据库研究的一个新的热点。网络数据库的普遍应用,其安全性问题也得到广泛的关注。本文探讨了数据库的安全要求、数据库安全性的各种措施,进而预测了未来的发展趋势。     

航空电子领域虚拟化技术应用研究

随着航空电子系统承载的应用日趋复杂，飞机对机载设备的计算力和功耗比要求不断提升，这也推 动了嵌入式多核处理器的加速应用和普及。多核处理器在航空电子设备中的深入应用，随之而来的是运行的软 件复杂度急剧上升。随着商用领域嵌入式虚拟化的出现，如何将该技术更有效的应用到航空电子领域，成为必 须要研究的课题。本文结合航空电子本身的特点，概述航空电子多核处理器平台上嵌入式虚拟化的特征及应用 思路，为航空电子领域虚拟化的技术研究提供参考。     

基于数值模拟的矩形凹槽对直通型篦齿封严特性影响研究

为了提升封严篦齿的封严性能,对在机匣上开设矩形凹槽的直通篦齿结构中的流动特征和封严性能进行了数值模拟,获得了凹槽篦齿的涡流结构、泄漏系数和封严效率,并与光滑篦齿的结果进行了对比.研究了凹槽尺寸、相对位置及压比和转速的影响.计算表明,矩形凹槽宽深比是影响凹槽篦齿封严性能的重要参数,当宽深比大于临界值时,相对于光滑齿的封严效率可大幅提升到15％左右.凹槽与篦齿间的轴向相对位置在一定范围内对凹槽齿的泄漏系数影响微小.数据还显示,压比和转速对凹槽齿的封严性能影响微小.     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

涡轮冲压组合发动机在超声速客机上的应用方案研究

为研究涡轮冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)在超声速客机上的配装可行性,以Ma4超声速客机典型飞行任务需求为牵引,采用飞/发一体化约束分析与任务分析方法,建立了Ma4客机/TBCC发动机的一体化设计模型,确定了满足宽范围机动性需求的起飞推重比和满足航程需求的飞机起飞重量,对比分析了起飞推重比、模态转换马赫数、爬升轨迹等因素对飞机任务特性的影响。研究结果表明,TBCC发动机可满足Ma4客机配装需求,满足Ma4客机典型任务剖面机动性需求的起飞推重比应在0.6以上,满足60人商载与4000km航程任务需求的飞机起飞总重在50t～60t量级。