仿生翅室对跨声速扩压叶栅角区分离流动影响研究

为了抑制压气机叶片吸力面角区分离,减小内部流动损失,改善通道内的通流能力,基于蜻蜓翅翼的翅室和褶皱结构特征,在跨声速扩压叶栅的端壁上布置仿生翅室结构.采用数值模拟方法,研究不同深度的仿生翅室结构对角区分离流动的影响.研究结果表明:0°攻角条件下仿生翅室影响效果最明显,能够提高端壁附近的湍动能,增加靠近端壁处流体速度,减...     

槽道射流及端壁抽吸对角区分离的组合控制研究

为优化叶片吸力面流动分离结构,探究对于角区分离更好的流动控制方法,以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,对叶片进行全叶高槽道结构处理,并在其基础上于槽道出口前进行端壁抽吸槽结构处理.在来流马赫数为0.7,来流攻角为-8°～6°工况下,对原型叶栅、全叶高开槽叶栅及组合流动控制叶栅进行性能计算及对比.结果表明:全叶高开槽方案能...     

跨声速涡轮叶栅两点优化目标函数研究

针对跨声速涡轮叶栅单点优化方法难以获得整体工况性能提升、多点优化方法难以确定合理目标函数形式的问题，提出了两点优化的方法。为了节约优化时间成本，优化过程采用EIF （Equivalent inviscid flow） 模型进行数值模拟，通过添加惩罚函数保证叶栅满足设计流量和负荷要求，并采用叶栅效率线性平均的目标函数形式进行评价。选择两组跨声速涡轮叶栅进行优化设计，并利用CFD方法分析叶型变化对流场马赫数、激波和损失产生的影响。结果显示，所提出的优化设计方法在保证设计工况性能的同时，能够提升叶栅整体工况性能。通过流场分析，揭示了激波结构变化对不同工况损失影响的定性规律。综合全文研究后，给出了一种适用于跨声速涡轮叶栅两点优化设计的目标函数形式。     

飞机座舱盖串级PID加温控制系统设计

座舱盖加温加载试验台是验证飞机飞行时的气动加温和气动加载是否会引发座舱盖疲劳破坏的最有 效途径之一,但在设计与搭建试验台的过程中,不可避免地会遇到座舱盖表面温度场滞后和超调等问题。在交 流换热给座舱盖加温的背景下,对加温系统进行建模,分别给出串级 PID 调节器和加温控制系统的设计方案, 并对控制效果进行分析。结果表明:本文设计的加温控制系统有效地解决了加温过程中温度场滞后及超调的 问题,且灵敏度较高。     

叶片正弯曲对压气机叶栅叶片表面流动的影响

为了研究叶片正弯曲对压气机叶栅气动性能的影响,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片和正弯曲25°叶片平面叶栅进行了实验研究和数值模拟,获得了两种叶栅叶片表面流场显示结果以及不同冲角下叶片表面静压系数的分布。结果表明,叶片正弯曲对其吸力面流动影响较大,吸力面近出口处两端的径向二次流区相比于直叶栅而言明显增加。正弯曲叶片吸力面形成"C"型压力分布,叶片负荷沿叶高和弦长重新分布,这种负荷的重组是弯曲改变叶栅流场的主要因素。     

基于曲率优化的14参数平面叶栅设计方法

为了避免型线曲率不连续所导致的气动损失,提出了一种基于曲率优化的平面叶栅设计方法,共包括了对气动性能有显著影响的进出口几何构造角、喉部宽度、弯折角,对强度有较大影响的前/尾缘半径、最大内切圆半径、位置等14个独立参数.分段表征了平面叶栅的压力面、吸力面型线,为保证其光顺性,利用基于优化的方法通过调整内切圆半径的夹角,实现了压力面、吸力面型线的曲率连续.进行了平面叶栅的设计,结果表明文中提出的方法可以灵活进行平面叶栅的设计.     

基于卷积神经网络的航天复合材料缺陷智能检测

针对传统的缺陷图像识别处理方式存在着准确度与辨识度不足,且处理缺陷种类单一的问题,提出了一种基于Cascade R-CNN和Mask R-CNN的神经网络模型。首先,为了提高缺陷检测的可视化效果和检测准确度,在实例分割卷积网络Mask R-CNN的基础上,结合级联神经网络Cascade R-CNN结构,组合成了新的级联实例分割Cascade Mask R-CNN网络;其次,对组合而成的级联卷积神经网络进行了训练,将训练好的模型对复合材料缺陷图像进行了检测。实验结果表明:检测的平均准确度达到了91.5%,平均置信度达到了97.3%,达到了检测精度的要求。该研究成果可运用于航天复合材料缺陷识别。     

Effect of blade sweep on inlet flow in axial compressor cascades

This paper presents comparative numerical studies to investigate the effects of blade sweep on inlet flow in axial compressor cascades. A series of swept and straight cascades was modeled in order to obtain a general understanding of the inlet flow field that is induced by sweep.A computational fluid dynamics(CFD) package was used to simulate the cascades and obtain the required three-dimensional(3D) flow parameters. A circumferentially averaged method was introduced which provided the circumferential fluctuation(CF) terms in the momentum equation.A program for data reduction was conducted to obtain a circumferentially averaged flow field.The influences of the inlet flow fields of the cascades were studied and spanwise distributions of each term in the momentum equation were analyzed. The results indicate that blade sweep does affect inlet radial equilibrium. The characteristic of radial fluid transfer is changed and thus influencing the axial velocity distributions. The inlet flow field varies mainly due to the combined effect of the radial pressure gradient and the CF component. The axial velocity varies consistently with the incidence variation induced by the sweep, as observed in the previous literature. In addition, factors that might influence the radial equilibrium such as blade camber angles, solidity and the effect of the distance from the leading edge are also taken into consideration and comparatively analyzed.     

基于气/固耦合非定常流动的叶栅颤振分析

采用二维N-S方程／结构振动方程组耦合数值方法，分析计算了二维非定常气动力强迫振动条件下振动能量及气动力对叶栅所做的功，分别根据振动能量和气动力做功分析了叶栅的颤振特性。NACA0012和PROF叶栅在不同折合频率下气动参数随时间的变化表明，折合频率是影响叶栅颤振的重要因素。气固耦合方法得到的NA-CA0012叶栅颤振折合频率比非耦合的结果高，而对PROF叶栅则相反。这表明叶栅结构动力参数对其发生颤振时的折合频率影响很大且很复杂，要准确预测颤振应该考虑叶栅结构动力与气动力的耦合因素。     

叶片前缘喷气对大转角涡轮平面叶栅气动性能的影响

对具有前缘逆主流不同位置喷射冷气的大转折角气冷涡轮直叶栅进行了详细的流道内部测量。实验结果表明,冷气喷射改变了叶片型面静压分布规律;前缘不同位置喷气对流道内部通道涡和端壁附面层的影响差异较大;不同冷却方案导致损失增加的机理不同,损失增加量级也有所不同。