多级导流诱导轮与叶轮一体型线优化

通过分析型线参数化系数与结构参数的相关性联系,实现基于型线的参数化改型,从而达到多级导流一体式诱导轮与叶轮性能优化的目的。采用最小二乘法实现叶轮型线拟合,将拟合型线模型的计算流体力学(CFD)仿真结果与原模型的试验结果进行对比,结果表明:仿真结果与原模型试验结果扬程值和效率值误差均小于2%,使用的拟合方法能够实现型线优化。通过分析拟合型线参数化系数与叶轮进出口安装角等的相关性联系,对不同结构参数模型进行型线优化,并对其性能进行仿真对比。结果表明:3组型线模型的内流场整体上正常稳定,其叶轮的各个流道出口和蜗壳隔舌处存在一定范围的低压区,且由于隔舌处漩涡流动的影响使得扩散管出口存在一定区域的高速团。型线3为最优的型线模型,其扬程值与效率值均达到了优化目的,且在设计工况下,其性能提高最为明显。      

超音通流风扇叶栅流场数值模拟

用矢通量分裂法求解Ｎ－Ｓ方程和Ｅｕｌｅｒ方程，对超音通流风扇叶栅流场进行了数值模拟，由计算结果给出的物理图象表明，叶栅通道内没有强激波，亦未出现分离回流，全叶栅流场均为超音速，说明计算的两种叶型符合设计要求，其性能有待实验检验。     

轴流压气机内导叶/转子干涉对转子流场的影响

叶轮机械内的转静干涉现象多年来一直是一个研究的热点,然而现有的对于转 静干涉的研究多局限于对流动现象的描述,缺乏理论指导,因此无法在叶轮机械的设计体系 中包含这一非常重要的非定常流动现象,限制了叶轮机械性能的进一步提升.利用流动稳定 性及感受性理论来指导对这一问题的研究,能够找到利用这一现象提升叶轮机性能的规律. 对于一台单级低速轴流压气机内的导叶/转子干涉现象进行了实验研究.利用二维粒子图像 速度仪测量得到了导叶/转子干涉的定量流动细节,及其对于转子流场的影响.结果表明, 转子流场在定常来流条件下也表现出显著的非定常性.在引入导叶/转子干涉之后,转子流 场结构发生显著变化.动叶尾迹强度明显减弱,叶背流动分离得到抑制,叶尖泄漏涡也得到 了周期性的抑制.除了导叶尾迹对动叶流场的干涉作用以及气流角的周期性变化以外,动叶 非定常流动对于不同的导叶/动叶干涉激励频率的不同响应是引起压气机性能变化的主要原 因.      

静叶角度调节对组合压气机性能优化机理

采用流线曲率法求解组合压气机的准三维流场,在叶片排前后缘及中间设置计算站,使用样条函数拟合流线;根据组合压气机结构特点,发展了适合其特性计算的损失、落后角模型及计算程序;将特性计算程序与导、静叶角度优化调节方案相结合,确定出不同设计转速下,导、静叶最佳调节角度组合.在90%设计转速,近最高效率点处,利用全三维的数值模拟手段分析了组合压气机导、静叶最佳角度调节前后流场结构变化.研究结果表明:导、静叶角度调节削弱了压气机叶片排中的激波强度,减少了损失,同时能抑制气流的分离,明显改善组合压气机的流场结构.      

超音轴向分速风扇/压气机叶栅流动特征分析

本文介绍了三种带冲波的超音轴向分速叶型设计,及其叶栅流场计算,分析了这些叶栅流场特征。在计算的反压条件下,全部波系均控制在槽道内,叶栅槽道内存在不同大小的轴向分速超音区,这种叶型叶栅可承受的增压比高,总压恢复系数较低,这类叶栅的性能和流动特征尚缺少实验数据和理论分析。     

考虑制造约束的印刷电路板式换热器优化设计

针对印刷电路板式换热器(PCHE)的微流道结构参数设计制造一体化问题,开展了考虑制造约束条件的换热器性能优化的研究。通过流体仿真分析了流道宽度、深度和深宽比对温度分布、压力损失和换热系数的影响。使用多目标遗传算法(MOGA)建立了换热性能的多参数多目标性能优化仿真模型,根据性能优化获得的设计参数建立微流道结构辊压成形工艺仿真模型,得到制造约束条件,将制造约束反馈到性能优化仿真模型中,得到宽为0.29 mm、深为0.39 mm的矩形微流道优化设计参数,且通过辊对辊(R2R)的辊压工艺实验验证了该优化方法的可行性。考虑制造约束的换热器优化设计方法在性能优化设计阶段引入工艺限制条件,是实现换热器一体化设计制造的有效手段。      

DMFC内部气液两相流动与电性能的短时落塔实验研究

利用国家微重力实验室落塔提供的短时微重力实验环境,对常重力和微重力条件下直接甲醇燃料电池(DMFC)内部的气液两相流动形态和相应电性能等的影响进行了实验研究,发现在微重力条件下,DMFC阳极流道内CO₂气泡速度很小,气泡尺寸随着时间的推移而不断长大,甚至堵塞流道;流道堵塞现象随电流增大而急剧强化.电性能曲线显示,在浓差极化区存在显著的重力效应,电性能的恶化随浓差极化程度的加强而增大.      

一种分析气体螺旋槽径向轴承的新方法

论述了一种用非正交坐标系中的流场控制方程分析求解气体螺旋槽径向轴承的新方法,这一方法使得螺旋槽径向轴承的计算和普通滑动轴承的计算一样准确方便。文中还用这种方法计算分析了气体螺旋槽径向轴承的静态性能,获得了一些有益的结论。     

3DOF并联加载机构静力学和静刚度分析

基于螺旋理论建立了用于数控机床随动加载的3自由度并联机构的静力学方程,得到机构的驱动力与动平台所受外载的映射关系,方程考虑了支链重力对静力学模型的影响,通过算例绘制了在指定载荷下机构驱动力在工作空间内的分布曲线图.在考虑支链重力和在约束力下支链弹性变形对刚度影响的情况下,建立了机构的静刚度模型,分析了给定静载荷条件下机构在定姿态空间内的变形分布情况,并评价了机构的刚度性能,结果表明机构的刚度特性关于y轴对称且在工作空间的边界刚度变差.     

透平静叶型叶片反弯曲作用的实验研究

在平面透平叶栅风洞中,测量了一种典型透平静叶型直叶片叶栅和叶片弯曲角分别为-10°、-20°的反弯曲叶片叶栅的出口流场和叶片表面静压.定量地分析了叶片反弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流角的影响,并探讨了叶片反弯曲作用的机理.结果表明:叶片反弯曲在叶片表面特别是吸力面建立了反"C"形压力分布,它是引起叶栅性能和流场变化的主要原因,但叶片反弯曲不能改善叶栅的气动性能.      

旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热

用数值模拟的方法对旋转状态下涡轮叶片前缘冷却结构进行了数值研究,该结构由进气腔、叶片尾缘块和前缘块构成,对此结构不同的旋转速度情况进行了计算,根据计算结果分析了旋转对涡轮叶片前缘流动与换热的影响.计算结果表明,旋转状态下带气膜出流的冲击流动中,前尾缘冲击面的换热随着转速的增加而减小,且尾缘冲击面的换热比前缘冲击面的换热要好;同时前尾缘冲击面换热的差别随着转速的增加将越来越小.     

共轴刚性旋翼悬停状态桨叶表面压力测量试验与计算研究

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态，开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量，不仅获得了桨叶表面压力的试验数据，同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻合度良好，验证了CFD计算方法的有效性。研究获得了共轴刚性旋翼上下旋翼桨叶表面的流动情况和压力特性，结果表明:对于上下各4片桨叶的共轴刚性旋翼，桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化，旋转一周出现8个小周期；在上下旋翼扭矩配平的悬停状态，下旋翼桨叶大部分区域受下洗流影响，下旋翼剖面拉力低于上旋翼；在桨尖区域，下旋翼的桨距角大于上旋翼，受各自上洗流的影响，下旋翼剖面拉力高于上旋翼。      

大攻角状态压气机分离流及叶片动力响应特性

为研究大攻角状态压气机转子内部分离区的脱落和传播过程及转子叶片对其动力响应问题,对某跨声速压气机级进行了非定常数值模拟和双向迭代流固耦合数值模拟。研究结果表明,在近失速状态,转子叶片通道内会周期性地发生2次叶背分离区的脱落和传播现象。第1个分离区主要表现出轴向传播特性,其会对下游流场产生影响;第2个分离区主要表现出周向传播特性,其会作用于周向相邻的转子叶片,对转子叶排自身产生激励作用,进而影响叶片表面压力分布,引起叶片较强的动力响应,对叶片结构强度的影响不可忽略。非定常/流固耦合计算手段能够较全面地预测流场中激励源的频率、幅值与位置等,在压气机设计阶段应对此类预测工作予以重视,以期更准确地预测叶片共振及动力响应等问题。     

旋转叶片尾缘通道的换热特性

用实验的方法研究了旋转和静止状态下带交错肋和柱肋的涡轮叶片尾缘通道的换热特性.通道截面为楔形,交错肋段上下表面肋错开布置,节距比约为7,柱肋段包含大小两排扰流柱.在实验雷诺数为6 100~33 000,旋转数0~0.6的工况下对比分析了尾缘通道交错肋段和柱肋段的旋转静止换热特性.研究结果表明:静态下,交错肋段前后缘面存在换热差异,且该差异沿程减小;在交错肋充分发展段,旋转增强了后缘面的换热,削弱了前缘面的换热;交错肋段前后缘面叶间处换热旋转下均得到增强;旋转下柱肋段的过渡段尺度减小,换热最强点向低半径处偏移.     

喷水推进泵临界空化工况空化流态试验

在舰艇空间尺寸的限制下,提高推进器的综合性能是舰船设计的关键。空化是喷水推进泵的主要噪声源和重要设计参数。为降低舰艇的噪声,提高喷水推进泵的空化性能,十分有必要研究空化流动结构演变规律及其对喷水推进泵性能的影响。以某型喷水推进泵为研究对象,采用高速摄像技术开展了喷水推进泵临界空化工况空化流动结构演变规律试验研究。在空化发生和发展过程中,喷水推进泵空化流动结构包括片状空化、云状空化、叶顶间隙空化、叶顶泄漏涡空化和垂直空化涡。试验捕捉了空化演变的物理过程,分析了各空化流动结构对喷水推进泵性能下降的影响。结合数值模拟和前人研究,阐述了空化流动结构形成机理及其对喷水推进泵性能的影响。研究结果为喷水推进泵内的空化现象提供了新的认识,也为空化性能预测方法的研究给予了借鉴和指导。      

可变桨距冲压空气涡轮混合型流场数值研究

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性.数值风洞实验采用代数Baldwin-Lomax湍流模型,雷诺平均Navier-Stokes方程,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场,并分析其流场主要气动特性,探讨桨叶载荷分布原因,然后将数值模拟结果与风洞实验数据进行了比较.改进桨叶近轮毂区域气动性能可进一步提高冲压涡轮载荷.      

Sensitivity of a physically realizable heliogyro root pitch control system to inherent damping models

The heliogyro solar sail employs high aspect ratio blades that are rigidized by spinning about the central spacecraft, eliminating the need for structural booms typically used to tension traditional square sails. The easily scalable heliogyro gains its maneuverability by actuating the blades at their root with sinusoidal pitch profiles. The blade vibration caused by maneuvering must be attenuated using active control since there is little inherent damping in the blade material. Due to the small root pitch control torques required, on the order of 2 µNm, compared to the large friction torques associated with a root pitch actuator, it has only recently been shown that a single blade heliogyro impedance controller can add damping to the lowest frequency torsional modes of the blade in the presence of modeled actuator friction torques. However, the need to measure blade twist away from the actuator at the root creates a non-collocated control system. Some inherent damping at the blade’s higher frequency modes is therefore needed to stably add damping to the larger-magnitude low-frequency modes, hence control design is sensitive to the accuracy of the blade damping model. Recently, damping characterization tests performed on a small-scale heliogyro blade in a high-vacuum chamber invalidated the assumption of a linear viscous torsional blade damping model that was previously used in blade control designs. This paper describes the formulation of three modal damping models based on the new experimental data and their integration into the single blade heliogyro model. A comparison of the robustness and performance envelopes for the baseline proximal blade twist feedback controller using these damping models shows the ability to meet the required settling time of less than 720 s necessary for a heliogyro technology demonstration mission. This comparison of physically realizable root pitch control systems for a heliogyro blade is critical to increasing the sailcraft to Technology Readiness Level three.     

Euler方程数值模拟绕悬停旋翼桨叶的流动

本研究应用格心格式有限体积龙格－库塔时间推进法求解三维欧拉方程,模拟绕旋翼桨叶的流动,民流的作用通过自由尾流分析来求解局部的诱导下洗速度以修正翼型攻角,选择Ｏ－Ｈ型式生成绕桨叶贴体的弦向和展向网格,通过算为进一步寻求有效的Ｅｕｌｅｒ或ＮＳ方程数值解积累了经验。