高精度测量燃气轮机叶片前缘的三维轮廓

为了解决高精度测量燃气轮机叶片前缘三维轮廓的难题,提出了一种基于球阵列标定检验方法,直接对金属表面的叶片前缘三维轮廓进行高精度测量的相位轮廓测量系统.通过多角度数据融合算法和非线性最小二乘的递归算法,最后高精度测量出叶片前缘三维轮廓,对叶片前缘16个剖面进行拟合,得出了叶片前缘半径和前缘圆心.结果显示:叶片前缘测量系统、方法和算法的综合误差为±0.03mm.此实验装置和方法测量效率高、精度高,将叶片测量和模型化技术推进了一步.      

分布式粗糙度对马赫数为4.5的平板边界层稳定性的影响

采用数值模拟求解Navier-Stokes(N-S)方程的方法研究了小幅值分布式粗糙度对马赫数为4.5的平板边界层中扰动演化的影响.用泰勒展开线性化的办法将边界条件取在光滑平板壁面上,来模拟小幅值分布式粗糙度.研究了粗糙度及扰动的不同因素对边界层扰动演化的影响,其中包括粗糙度高度、波长、粗糙度区域的长度及扰动波频率等.研究结果表明:分布式粗糙度通过改变边界层基本流场影响扰动波的幅值演化,一定幅值的分布式粗糙度会使粗糙度区域前的不稳定区向低频移动,使粗糙度区域后的不稳定区向高频移动.从总体效果上看,对于通过粗糙度时,靠近中性曲线下支界相对低频的扰动,粗糙度会抑制其幅值的增长;对于靠近中性曲线上支界相对高频的扰动,粗糙度会促进其幅值的增长.      

对涡旋流影响压气机转子性能和稳定性的研究

为研究对涡旋流影响跨声速轴流压气机性能和稳定性的机理,设计了一种叶片式旋流发生器,并对旋流发生器和跨声速单转子进行了联合数值模拟研究。计算结果表明旋流发生器叶片数越少,对涡强度越低;对涡旋流导致压气机总压比、峰值效率、稳定工作范围和堵塞边界流量减小,失速边界流量增大,对涡强度等于60°时峰值效率和堵塞边界流量分别降低1.11%和2.12%,失速边界流量增加4.17%;对涡中的同向涡导致叶尖进口攻角增加,进口相对马赫数减小;反向涡使叶尖进口攻角降低,进口相对马赫数增大;对涡前缘的轴向速度偏低,造成叶尖进口攻角大幅增加,叶尖泄漏流堵塞严重;由于叶尖泄漏流在叶片前缘溢流导致失稳。     

直流互击式喷注单元雾化特性准直接数值模拟

为实现直流互击式喷注单元雾化过程的数值求解并探究结构及工作参数对雾化特性的影响规律,基于一种树形自适应加密算法与流体容积(Volume-of-Fluid,VOF)方法实现了雾化过程的准直接数值模拟。计算得到了两股射流由喷射到撞击形成液膜,液膜进一步破碎形成液丝、液滴的全过程,获得了液膜的破碎长度、液滴的Sauter平均直径、雾化频率等雾化特性参数。通过将典型算例的计算结果与试验数据进行对比验证了计算的有效性,给出了数值求解精度。探讨了撞击波的形成机理,分析了雾场液滴的尺寸分布规律,撞击夹角、孔径比、射流速度、动量比对雾化特性的影响规律。结果表明:所采用的算法可以实现多相、多尺度雾化过程的数值求解;撞击波的形成是由于两股射流撞击时惯性力的不完全对称导致的;雾场液滴的尺寸分布近似服从Rosin-Rammler分布;撞击夹角的增大与射流速度的提高导致液膜的破碎长度减小,液滴的平均粒径减小,撞击夹角增大雾化频率呈减小的趋势,射流速度提高雾化频率呈增大的趋势;动量比为1而孔径比不为1时会形成凹形液膜,雾场存在一定程度的偏斜;动量比主要影响雾场的偏斜程度。     

三维跨声速多级压气机中的非定常压力频域分析

为揭示跨声速多级压气机中非定常压力的脉动频谱结构,基于三维定常Denton程序发展了三维非定常计算程序,对三维跨声速多级压气机近失速点进行了定常与非定常数值模拟,并在此基础上对三个典型径向截面的非定常压力进行了频域分析。结果表明:通过对非定常频域图谱的研究,从一个全新的视角来分析非定常流场,可以看到在时域流场中很难直观看到的出口数值反射等现象;在压气机静子的结构设计中,如果某级静子后续的转子工作在跨声速工况下,则该级静子尾缘处会受到较大的非定常气动力作用;多级压气机中后面级叶排频谱结构较为丰富,通过频率的4倍频振幅分量依然较大,在进行动态压力传感器的选型时需要考虑这点。     

显著变量识别与高温叶片多学科设计优化方法

针对高温叶片气热多学科优化设计问题中设计变量过多造成的维数灾难问题,提出了基于数据挖掘技术的显著变量识别方法。采用显著变量识别方法剔除了对高温叶片Mark II气热性能影响小的设计变量,使设计变量个数从36个减少为15个。通过耦合共轭换热分析方法、三维叶片及冷却系统参数化方法以及自适应多目标差分进化算法,建立了高温叶片多学科多目标设计优化系统。基于显著变量识别方法获得的设计变量,完成了Mark II型叶片的气热性能多学科设计优化。优化获得了9个Pareto解,典型Pareto解的气热分析结果表明,优化后叶片的气热性能明显优于原始叶片,验证了基于数据挖掘技术的高温叶片多学科设计方法的有效性。     

基于无迹卡尔曼滤波法的串联型电池系统 荷电状态估计研究

以锂离子电池为载体的电源系统为航天器稳定可靠运行提供了一种有效的方式.多个电池单体经串联可扩大电池系统容量,即串联型电池系统.为准确估计串联型锂离子电池系统的荷电状态(State of Charge,SOC),针对扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)计算复杂、精度不高等问题,结合串联型电池系统空间状态方程,提出基于无迹卡尔曼滤波法(Unscented Kalman Filter,UKF)的串联型电池系统荷电状态估计算法.在恒流和脉冲两种工况下,通过对比分析UKF与EKF算法的仿真结果与实验数据的匹配情况,证明了提出算法的准确性和高鲁棒性.     

民机系统发动机转子爆破特定风险分析方法

基于美国联邦航空局咨询通告给出的发动机非包容转子爆破特定风险安全性评估指南,提出了一种简单易用的发动机非包容转子爆破安全性分析方法。建立了简化的转子碎片碰撞角度计算模型,以确定受转子碎片影响的系统部件;改进了失效部件组合检查单,提高分析工作效率,并确定转子碎片对系统的安全性影响。相比于传统分析方法,简化了转子爆破风险安全性分析过程,减少了分析工作量,适用于飞机系统研制初期对转子爆破风险的危害性进行保守性评估,以指导系统架构优化设计。     

耐高温永磁电机发展现状与关键技术

航天的应用背景对电机提出了耐高温稳定运行的要求.高温、低温、真空等航天恶劣环境给电机系统带来新的问题,电机内部电磁场、流体场、温度场、应力场之间的耦合问题突出,材料及器件特性发生非线性变化,电机损耗、温升分析难度增大,驱动与控制策略复杂.简要介绍了航天用电机的特点,同时详细分析了耐高温电机的国内外发展现状和耐高温永磁电机的关键技术.     

Numerical simulation of aerodynamic interaction for a tilt rotor aircraft in helicopter mode

A rotor CFD solver is developed for simulating the aerodynamic interaction phenomenon among rotor, wing and fuselage of a tilt rotor aircraft in its helicopter mode. The unsteady Navier–Stokes equations are discretized in inertial frame and embedded grid system is adopted for describing the relative motion among blades and nacelle/wing/fuselage. A combination of multi-layer embedded grid and ‘‘extended hole fringe" technique is complemented in original grid system to tackle grid assembly difficulties arising from the narrow space among different aerodynamic components, and to improve the interpolation precision by decreasing the cell volume discrepancy among different grid blocks. An overall donor cell searching and automatic hole cutting technique is used for grid assembly, and the solution processes are speeded up by introduction of Open MP parallel method. Based on this solver, flow fields and aerodynamics of a tilt rotor aircraft in hover are simulated with several rotor collective angles, and the corresponding states of an isolated rotor and rotor/wing/fuselage model are also computed to obtain reference solution.Aerodynamic interference influences among the rotor and wing/fuselage/nacelle are analyzed,and some meaningful conclusions are drawn.