端壁合成射流对高负荷扩压叶栅损失特性的影响

利用端壁合成射流技术对高负荷扩压叶栅内的流动分离控制展开数值研究,探讨其改善损失的作用机理及影响因素。研究结果表明,端壁合成射流可以显著提升叶栅气动性能,使总压损失最大降低21.63%,静压升提高5.60%。射流形成的流向射流旋涡通过上洗/下洗作用促进了端壁附面层与主流高速流体间的动量交换,阻碍了通道涡向叶展中部的迁移、削弱其展向影响范围,并通过流向动量注入效应增大了激励缝下游流体的能量,从而推迟流动分离、降低叶栅损失。激励位置和射流角度是影响端壁合成射流作用效果的重要参数,当激励位于角区分离线上游附近且射流角度较小时,流动控制效果最佳。此外,提高射流动量也有助于增强其控制流动分离的能力。     

回转误差测试中系统噪声分离技术

高精度主轴的回转误差和测试系统的噪声常处于同一水平，这极大地影响了用频域三点法测量主轴回转误差的准确性。针对同步误差（SEM），提出了对含噪声信号进行等角度采样重构、集合平均和小波滤波的组合降噪处理方法，提出了根据传感器和被测主轴直径定量确定小波分解层数的方法，经仿真实验证明其具有良好的去噪效果。针对异步误差（ASEM），提出了消除测试系统噪声的方法，研究了圈数对异步误差测试结果的影响规律。此外，搭建了测试系统，验证了所提方法的有效性。      

不同凹槽叶尖对双级涡轮气动性能的影响

利用数值模拟方法,研究了双级涡轮环境下常规凹槽叶尖和吸力面肋条尾缘开缝凹槽叶尖对泄漏损失的影响。基于叶尖端区流动结构,探讨了吸力面肋条尾缘开缝凹槽几何对叶尖泄漏损失的影响及上游凹槽叶尖对下游气动损失的影响机理。结果表明,相比常规凹槽叶尖,吸力面肋条尾缘附近合理的开缝结构不仅能增强刮削涡对泄漏流动的控制作用,而且还能减小叶尖中下游泄漏流与主流的夹角,对涡轮级气动性能的提升更加有利。在双级涡轮环境中,第一级转子凹槽叶尖对第二级涡轮气动性能的作用不可忽视。第一级转子凹槽叶尖通过控制泄漏涡的发展降低下游静子机匣边界层速度梯度,从而减弱了静子机匣通道涡强度,进而减小了第二级静子气动损失。     

考虑波浪形底面影响的边界层风场大涡模拟

为了研究强风作用下海面上的平均风剖面,采用大涡模拟方法对带有余弦波形状底面、自由滑移顶面的渠道流进行了模拟,波幅、波高比2a/λ为0.1,基于平均速度Ub和渠道高度的雷诺数Reb为6760。统计结果表明,波浪形下表面对上方风场分布有着显著的影响,y/H=0.3(y+≈200)是内区、外区的分界线,内区受壁面影响显著,外区受壁面影响较小。流动的分离点位于x/λ=0.14,而再附点位于x/λ=0.65。展向速度脉动峰值出现在上坡处,且超过竖向脉动。表面压力要比表面摩擦力大一个数量级,是阻力的主要来源。随着波幅的增大,回流区面积增大,速度峰值和展向脉动峰值也会增大,展向脉动峰值甚至会超过流向脉动峰值。     

流线曲率法在多级跨声速轴流压气机特性预测中的应用

为研究多级跨声速压气机的分析问题,以通流理论为基础,采用了一系列适用于跨声速压气机的攻角、落后角和损失等经验模型,发展了一套基于流线曲率法的通流计算程序来预测跨声速压气机流场及其工作特性。为提高经验模型的预测精度,考虑到真实压气机中复杂的三维流动效应,针对部分早期模型进行了合理改进,包括改进了落后角模型使其适用于更大弯度范围叶型,以及采用一种更为合理的可变结构激波损失预测模型。针对两台跨声速压气机算例进行了计算校验,并将校验结果与实验值和三维数值计算进行对比。对比表明,设计工况下总压比最大计算误差为4.1%,效率误差为1.1%,在非设计工况特性预测和展向流场参数计算中也能得到和实验值相符的变化趋势,该通流计算方法可为现代跨声速轴流多级压气机特性分析提供具有参考价值的预测结果。     

航空弧齿锥齿轮副风阻功率损失分析与优化

基于CFD理论，利用Fluent求解软件，借助超级计算机强大的并行运算能力对航空弧齿锥齿轮副风阻功率损失进行仿真计算。采用局部综合法建立弧齿锥齿轮副三维模型，选用RNG k-ε湍流模型，考虑平均流动中的旋流流动情况，与标准k-ε模型相比，RNG通过修正湍流黏度并很好地处理了高应变率以及流线弯曲程度较大的流动。齿轮边界运动通过UDF(user-defined functions)函数驱动，同时采用动网格模拟流场形状由于边界运动而随时间改变问题。最后得出无挡风罩和不同挡风罩配置下的齿轮副风阻功率损失，证实了合理安装挡风罩能够有效降低齿轮风阻损失，并分析多组仿真实验间的减速器内流场压力、速度、湍流动能云图变化，得出了最优化的挡风罩配置，以求最小化风阻功率损失，文中减阻效果最好的挡风罩能降低55.3%的齿轮风阻损失，此时挡风罩间隙为1 mm，为工程实际应用挡风罩的设计提供了参考。     

振动试验极限控制应用实例

介绍了某产品振动应力筛选试验，通过对产品采用极限控制，并组合配以虚拟参考点（2点控制）以及响应点（2点控制）的方式，保证产品在试验过程中不会受到过强的力学应力，避免产品内部敏感元件的损坏。这种振动试验与常见的振动试验有很多不同点，从某产品振动试验实践，阐述此类试验有关技术问题。     

飞机重心位置的计算分析方法

飞机重心位置对飞机的安定性和操纵性影响很大.不在飞机重心允许范围内装货或载客时,会使飞机操纵性和安定性变差,影响飞行安全.飞机重心位置计算分析是新型飞机研制、现役飞机加改(换)装设计等工程中必不可少的一个重要环节.以某型现役飞机进口短波单边带电台换装国产短波自适应/跳频电台工程作为研究对象,研究了基于力矩平衡法的飞机重心位置计算方法,计算了该型飞机换装短波电台后空机重心位置.计算结果表明,该型飞机进口短波电台换装国产短波电台后,空机状态下的重心位置满足重心允许范围要求.     

回流燃烧室流动特性试验

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性，针对某型回流燃烧室单头部试验件，使用粒子图像测速仪（PIV），测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场，以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场，探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大，冷态条件下各截面流场结构基本保持不变，如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致，但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大，流场结构也基本保持不变；相同总压损失系数时，热态流场与冷态流场存在差异，燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响，速度较冷态流动时略微增大。