考虑冷气的多级涡轮翘曲S1流面的气动优化

为了缩短涡轮气动设计的周期,进一步发掘涡轮叶型的改进潜力,搭建了多级涡轮的翘曲S1流面气动优化平台.该平台具有速度快,周期短的特点.在考虑冷气的前提下,对多级叶片进行多层并行优化,避免了单列优化后叶列间匹配差的缺点,同时克服了多层S1流面的气动效率此消彼长的缺陷.对某型两级高压涡轮进行了气动优化设计,优化后10%,50%,90%叶高的S1流面的考虑冷气的气动效率分别提高了0.569%,0.490%,0.405%;第1级和第2级考虑冷气的气动效率分别提高了0.18%,0.05%;涡轮整体气动效率提高了0.15%;优化效果明显.经过分析可知,优化有效减小第1级导叶的通道横向二次流损失和第1级动叶的激波损失,第2级的原始叶型设计较为合理.下端壁喷射冷气是降低S1流面优化有效性的重要原因.     

航天飞机再次遇到困难

说航天飞机总的研制费将由六十六亿美元增加到近八十亿美元。首次发射时间将推迟到1980年6月。〔据法国《航空与宇宙》1979年5月12日报道〕美国航天飞机计划在技术和财政方面再次遇到了严重困难。几周以来,美国航宇局一直无法确定最近已一再修改过的航天飞机试飞时间。     

低温液体的贮运

航宇局在火箭研究中发展起来的低温冷却技术被转用于液化天然气的贮运,收到了很好的效果。大家知道,液化天然气是一种低温液体,它必须在摄氏零下127度的超低温情况下才能贮存和运输。因此这就为这种低温液体的贮运提出了许多难题。例如,在液化天然气从船上泵入到贮罐里之前,必须先把管道冷却,以免因超低温液体与较温暖管道之间的尖锐温差而引起的各种问题。冷却管道的方法是用一种小而稳定的低温物质的气流送入管道。气流的流速必须精确控     

外挂装置助投弹电阻值不合格故障分析与预防

近年来,助投弹电阻值不合格故障多发,影响飞机再次出动。为提升质量,找出故障原因,本文研究其故障模式并开展预防工作。     

五棱镜面形误差对中心入射光线的转向角影响

针对五棱镜面形误差引起出射光线转向角误差,进而影响空间光电跟瞄系统多光轴标校精度的问题,提出了一种研究五棱镜面形误差对出射光线转向角影响的新方法。首先,在五棱镜不规则度较小的前提下,利用最佳拟合球面矢高适当简化了五棱镜的工作面模型,推导出了出射光线转向角计算公式,并将影响出射光线转向角误差的因素限定在了6个非独立随机变量的共同作用上。然后,结合五棱镜的典型应用场景,提出了一种降维分析方法,去除了6个变量间的相互关联,推导出了降维后的转向角误差计算公式。计算结果表明,该公式计算主截面方向和垂直于主截面方向上转向角误差的最大相对误差分别仅为2.14%和0.31%,完全符合精度分析要求。最后,通过试验对五棱镜进行了技术测试,结果表明：主截面方向和垂直于主截面方向上转向角误差的试验测试平均值与降维公式计算结果的偏差分别在±0.25″和±0.15″以内,这是完全可以接受的。因此,提出的简化模型以及降维分析方法均是可行的,为五棱镜面形误差的相关研究提供了一种新的研究思路与分析方法。     

轴流燃气涡轮气动设计中反动度可行域的研究

为快速确定反动度的合理取值范围,加快涡轮设计流程及完善气动设计体系,对考虑动叶进口相对总温的高压涡轮反动度可行域及多约束下反动度的可行域进行研究。采用"等效单级涡轮"的思路建立反动度与动叶进口无量纲相对总温之间的关系式以及采用速度三角形方法建立多约束条件下反动度可行域的计算方法。研究显示:当级负荷系数和膨胀比一定时,相对总温随反动度降低而降低。反动度降低0.1,则无量纲相对总温降低0.012。涡轮进口总温越高,反动度对相对总温影响幅度越大。当级负荷系数大于某值或膨胀比低于某值时,反动度均存在最大值。为保证气动方案具有较低值动叶进口相对总温和较高的效率,若膨胀比一定时,应选择较小的反动度和级负荷系数的设计思路,若级负荷系数一定时,对于单级涡轮反动度取值应较高,对于双级涡轮反动度取值应减小。建立考虑涡轮气动、传热、强度、结构方面的多约束可行域计算方法,可以快速确定反动度的可行域,完善涡轮气动方案设计并加快设计流程。以新型高速飞行器低压涡轮为分析对象,采用该方法确定其反动度可行域为0.125～0.266,并深入研究发现其反动度最大值由动叶出口最大允许马赫数和最小允许绝对气流角共同限制。     

CST造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用研究

为了探究CST (形状函数变换技术)造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用效果,完善了CST方法在前缘型线重构中的实施细节,数值模拟了雷诺数对前缘修型前后叶型损失及边界层特性的影响,验证了CST前缘修型方法在新型高速飞行器低压涡轮中的实用性。结果显示:CST方法前缘修型可以消除HD叶型吸力侧前缘的压力峰和分离泡,从而使得高雷诺数条件下吸力侧分离诱导的边界层转捩现象延迟发生,叶型损失降低32%,拓展了低损失状态的雷诺数范围。吸力侧损失的降低在低雷诺数条件下主要来自于前缘附近的剪切层,而高雷诺数条件下主要来自于前缘剪切层和扩压段前的层流边界层。新型高速空天飞行器低压涡轮叶片采用CST前缘修型对提升效率是有效的,在设计点状态附近效率提高0.1%,而膨胀比较低的大负攻角状态下效率提升0.3%～0.5%,损失降低的位置主要集中在叶展中部压力侧边界层和根部的二次流区域。     

基于Web方式下的信息管理系统的开发

本文介绍了一个基于Web方式下信息信息管理系统的开发实例,重点阐述了Web方式下信息管理系统的设计思想以及及关键技术的实现