动叶顶部蜂窝面迷宫密封对涡轮级气动性能的影响

采用计算流体动力学软件数值研究了某1.5级轴流涡轮转子叶尖蜂窝面迷宫密封泄漏流动对主流流场的影响,分析了不同的顶部间隙下叶尖密封泄漏流对主流流场的影响以及泄漏流与主流的掺混对下游静叶流场的影响,并对带与不带蜂窝面的迷宫密封对涡轮级气动性能的影响进行了比较.研究结果表明:泄漏流与主流在动叶下游掺混后导致掺混区域流体速度发生偏转,以负攻角进入下游静叶,带来攻角损失.泄漏流体带有较高的径向速度,在静叶栅通道中会向中间叶展处发展,使得静叶栅上半通道的流场结构发生改变,带来额外的二次流损失.并且随着叶顶间隙的增大,损失也随之增大.蜂窝的特殊六边形结构极大地降低了密封腔中流体的周向速度,减小了泄漏流重新进入主流时与主流的速度差异,从而减小了掺混损失.并且蜂窝结构能改变迷宫腔内气体的流动形态,采用蜂窝面的迷宫密封能有效地降低泄漏.      

叶尖间隙对涡轮性能影响的计算与试验研究

采用电容型叶尖间隙测量系统,在国内首次对单级涡轮级性能试验状态下的转子叶尖间隙进行了实时测量,并利用获得的叶尖间隙热态试验数据,完善了涡轮转子叶尖间隙计算方法。同时,开展了变叶尖间隙的涡轮级性能试验,总结了叶尖间隙对涡轮性能的影响规律。另外,还对试验方案进行了数值模拟,并与试验结果进行对比分析,进一步研究了叶尖间隙对涡轮性能的影响。结果表明,电容型叶尖间隙测量系统具有较高的准确性,利用该系统有助于掌握叶尖间隙真实变化规律,提高试验安全;通过对叶尖间隙实时测量,可正确评估涡轮性能随叶尖间隙的变化规律,具有较高的工程应用价值。     

正负阶次多项式拟合在电容式叶尖间隙测量系统中的应用

给出了扩展多阶多项式拟合公式及等效阶次和评定误差的算法,并利用Matlab编制了相应的拟合函数和计算函数.以此为工具,针对同一典型真实标定曲线,研究了5组28种拟合公式的拟合情况.研究表明,选用合适的正负阶次多项式拟合,可在减少计算复杂度的同时,降低拟合误差,增强拟合效果.在叶尖间隙标定精度小于0.01 mm、电压采集误差小于2.5 mV的情况下,±3阶多项式拟合为该系统标定曲线的最佳拟合方式.     

运动副间隙对卫星天线双轴机构动态特性影响

卫星天线指向精度要求高,天线驱动机构中有运动副的存在就不可避免地含有间隙,研究间隙等非线性因素对卫星天线驱动机构动态特性影响尤为重要。以某型卫星天线双轴驱动机构为研究对象,基于虚拟样机技术,采用非线性弹簧阻尼模型建立了间隙处的接触碰撞模型,同时采用库伦摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用。通过对虚拟样机进行动力学仿真,分析研究了运动副间隙及其大小、不同驱动力矩等因素对双轴驱动机构动态特性的影响规律。结果表明:间隙及过大的驱动力矩将使天线定位精度降低、稳定性变差。综合考虑各因素影响,对卫星天线系统进行结构优化,是提高天线定位精度的有效途径。     

双倾斜壁缝式机匣处理对离心压气机性能的影响

采用数值仿真手段研究不同倾斜方向的双倾斜壁缝式机匣处理对离心压气机性能的影响.研究结果表明:合适的机匣处理缝倾角组合有助于合理组织导叶和动叶气流角匹配关系.通过详细分析离心压气机内部流场表明:双倾斜壁缝式机匣处理方案A通过对动叶叶尖泄漏流的抽吸和重新组织,对机匣处理缝后部的低能流体抽吸并吸除,经过背腔在机匣处理缝前部重新注入相邻的叶栅流道,从而在轴向和周向控制了叶尖泄漏流的发展,改善了下游的堵塞情形,大幅度提高了压气机的稳定工作裕度.      

旋转封严篦齿风阻温升的试验研究与数值分析

选取具有典型封严结构的真实尺寸台阶型封严篦齿,通过高速旋转条件下的风阻温升特性试验,进行了进出口压比(1.05~2.8)、封严间隙与齿尖厚度比(相对封严间隙)(2.4~4.0)、雷诺数(1900~28000)及转速(0~12000r/min)等参数对篦齿泄漏流风阻温升的影响研究.并基于试验条件,采用renormalization group(RNG)k-ε湍流模型,对同一篦齿的风阻温升特性进行了数值计算.结果表明:篦齿泄漏流温升随进出口压比、雷诺数、封严间隙与齿尖厚度比的增加而减小,但随转速的增加而增大.数值计算结果与试验数据吻合 良好,台阶型封严篦齿第1道和第2道封严齿内的风阻温升最为显著,前两道封严齿内的温升占总温升的60%. 根据试验结果,提出了计算台阶型篦齿泄漏流温升的经验公式,其计算结果与试验数据具有较好的符合性.      

航天器狭窄封闭空间内间距测量方法

针对某型号总装过程中,两球面舱体装配之后形成的密闭空间曲面间隙测量,设计了一套基于直线位移传感器的测量系统,采用电阻值变化反映位移的方法,对该空间间隙进行精密测量。整个测量系统包括数据采集、存储和处理子系统。为了保证系统的精度,设计了标定系统。测量实验表明,整个测试系统能够对两球面舱体间隙进行测量,测量精度可达0.005mm。     

基于空气绝热的飞机空气导管绝热设计

在分析现有飞机泄漏探测系统性能的基础上,提出了一种基于多层绝热的飞机空气导管泄漏探测结构.推导了该种多层绝热的工程计算方法,并对不同管径的导管进行了绝热层设计计算.其次,为了验证该计算方法的准确性,搭建了高温压力管道空气绝热试验平台,获得了不同温度下空气绝热层的外表面温度.同时,采用数值分析方法进一步考察了导流洞数量及导流洞直径对绝热设计计算的影响.最后,根据导流洞对绝热设计的影响进行了结构优化.研究结果表明:该结构与传统的泄漏探测系统相比具有对泄漏的高温气流具有快速导流作用,保证泄漏探测系统能及时探测到泄漏信号并作出报警响应;绝热层外表面温度的计算值比试验值偏大,最大误差为23.08%.随着导流洞孔径和个数的增加,绝热层外表面的平均温度减少,并且导流洞个数的增加对绝热层外表面温度的影响较大.该研究结果为飞机空气导管的国产化提供参考依据.      

级间开缝间隙传感器动态测试方法研究

针对某型号分离面间隙传感器的测试要求,提出了一种间隙位移传感器的动态测试方案,设计了测量系统,通过激光测试法测量并记录级间开缝间隙传感器CI1-27在自由弹出状态下的输出响应。经应用,该方法操作便捷,数据可靠,为间隙传感器的动态测试提供了一种新的参考。     

改进小波阈值去噪法在管道泄漏检测中的应用

基于负压波式的管道泄漏检测方法中,需要解决的核心问题之一是对负压波信号的去噪。在分析了利用小波变换理论与小波阈值去噪的基础上,对传统的硬阈值和软阈值函数、双曲型和指数型函数与改进的阈值函数算法进行了对比。实验表明,改进算法在处理管道泄漏检测中,对检测的负压波信号能够获得较大的信噪比,具有较好的去噪能力,能有效提高泄漏检测精度。