轴流压气机静子角区分离流动的DDES数值研究

为进一步加深对压气机静子角区分离流动非定常性和湍流特性的认识,以某台用于低速模拟的多级低速轴流压气机的第3级改型静子为研究对象,采用延迟脱落涡模拟(DDES)方法进行详细的数值研究。结果表明:压气机静子角区分离流动受到叶片几何参数和来流条件的综合影响;通道涡是引起静子角区分离的主要涡系结构,其发展过程伴随着大小尺度发簪涡的交替出现;通道涡、发簪涡和尾迹脱落涡的相互作用是引起静子角区分离流动非定常性的主要来源;静子角区存在高度各向异性和能量反传的湍流特征;角区分离区的频率幅值强于主流区,振幅较大的区域位于500 Hz以下的低频区。      

基于特征的蒙皮镜像铣加工残区刀轨优化方法

镜像铣加工装备及其加工工艺是蒙皮零件加工的有效手段,其特殊工艺对加工刀轨提出了等步距、无交叉、无抬刀且无残留等特殊要求。针对蒙皮零件加工特征的复杂形状,在满足等步距、无抬刀、无交叉的条件下对加工残留区域进行刀轨优化是一个难题。为解决以上难题,本文提出了一种基于特征的蒙皮镜像铣加工残区刀轨优化方法。该方法基于特征将蒙皮零件的工艺信息与几何信息相关联,自动提取加工特征的加工面及其对应的刀轨,将刀轨分割成若干段子刀轨,并构建子加工区域,再利用布尔并运算得到最终可加工区域。然后对加工面区域与最终可加工区域求布尔差识别出加工残留区域,并根据加工残区位置自适应生成满足蒙皮镜像铣特殊要求的优化刀轨。以典型复杂蒙皮零件验证本文提出的方法,结果表明,基于特征的蒙皮镜像铣加工残区刀轨优化方法可自动识别加工残区,并生成满足蒙皮镜像铣特殊要求的加工残区优化刀轨,为提高蒙皮零件数控编程效率提供技术支撑。     

抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性：在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点（Ma=6.0）放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。     

地球磁层极尖区场向电子事件期间能量特性研究

根据Cluster卫星2001年9月30日在北半球极尖区观测到的一次强扰动场向电子事件数据,分析研究了这次事件期间场向电子的能量特性,讨论了场向电子对太阳风能量向磁层的传输和磁层-电离层耦合过程中能量传输的作用.分析认为,这次电子扰动事件期间电子速度和密度都具有很强的扰动变化,电子速度增加是一个主要特点.本次事件中低能段5~200eV和500~1500eV内的能谱分析结果表明,上行电子通量大于下行电子通量,上行电子主要来源于电离层,说明电离层上行电子在本次事件中具有非常活跃的作用.根据电离层中带电粒子的能量特征分析结果可知,这次事件中电离层起源的上行电子在上行过程中得到了加速.关于加速机制问题还有待深入研究.      

初值不确定轨道可达区域计算

为计算航天器轨道初值不确定造成的可达区域（RD）,提出一种适用于椭圆参考轨道的计算方法。以航天器的名义轨道作为基线,定义一个随时间变化的移动参考平面,在此移动平面上建立名义轨道到可达区域上任一点的距离函数,函数的极大值点即为可达区包络的边界点,从而将问题转换为非线性方程组的求解问题,并对动力学模型部分线性化带来的误差进行了分析。随后采用变参数的自适应同伦算法对方程组进行求解。最后对航天器释放微小卫星的实例进行数值仿真,结果显示该方法可行有效。     

受轮缘密封结构影响的1.5级涡轮封严流与主流的相互作用以及轮缘密封间流动干扰

为探究动叶上游不同轮缘密封结构封严出流对1.5级涡轮端区流场及轮缘密封间流动干扰的影响区别,通过Shear Stress Transport （SST）湍流模型对无密封腔室,上游密封结构分别为简单斜向、简单径向,下游密封腔室为简单轴向的1.5级涡轮进行了非定常数值模拟。结果表明：轮缘密封间干扰使带径向密封结构模型的下游轮缘腔室内封严效率偏低,并增强了固有的非定常不稳定特性。上游密封结构变化对动叶和第2级静叶流动的影响差异分别位于35%、65%叶高范围内;径向密封结构增加了上游静叶的堵塞效应、动叶入口气流的欠偏转程度、叶根吸力面负荷与14%叶高以上的轮毂通道涡强度,并在第2级静叶入口处产生更多低频压力波动,使其尾缘脱落涡尺度增大但13%叶高以上的轮毂通道涡强度较弱。与无密封腔室相比,通入封严气体总量为主流流量的0.8%时,带斜向密封结构的1.5级涡轮气动效率降低了0.94%,且带径向密封结构的1.5级涡轮气动损失额外增加了0.17%。     

浅凹槽底壁横向燃料喷射对流动和燃烧特性的影响

模拟了高度30km,飞行马赫数6的超声速燃烧室流场和燃烧特性.通过对固定长度、不同深度的一组浅凹槽底壁燃料横向喷射的燃烧室的冷态与燃烧工况进行数值计算,并将其和传统壁面横向喷射方式进行比较,发现引入浅凹槽底壁喷射结构能有效减弱流场的激波系强度,明显降低燃烧流场的总压损失;凹槽前壁面和喷流柱之间形成稳定的亚声速回流区,能够稳定火焰,这在较大深度凹槽会更明显.引入浅凹槽一定程度降低了横向射流穿透深度,这也导致燃烧效率相比传统壁面横向喷射结构有一定下降.     

高铝Ni3Al基合金的热变形行为

采用Gleeble-3800型热模拟试验机研究了高铝Ni3Al基合金在变形温度为1200～1240℃,应变速率为0.01～1s-1条件下的热压缩变形,结果表明:在应变速率为0.01s-1时,高铝Ni3Al基合金对应的热变形本构方程为σ=28.57(lnε+6.72×105/RT-44.08),而当应变速率为0.1s-1和1s-1时,热变形本构方程为σ=28.57(lnε+1.28×106/RT-92.76)。变形过程中只有γ’相发生不同程度上回溶,但未发生动态再结晶。合金的最佳变形区间位于变形温度为1200～1215℃,应变速率为0.01s-1范围内;而当提高速率至1s-1附近,γ’相中塞积的位错容易造成单相γ’区中β/γ’界面的开裂,对应变形过程中的"失稳区"。     

驻涡燃烧室驻涡区涡系特点数值模拟

为深入了解驻涡燃烧室凹腔内流场的涡系分布特性,采用FLUENT对不同驻涡区前进口堵塞比和不同燃烧室入口速度的驻涡区流场进行计算,分析典型截面压力场和流线图,研究驻涡区涡系特点.结果表明:不同纵截面旋涡特点不同,主流被联焰板堵塞的凹腔纵截面只有主涡,为稳定点火和火焰稳定提供条件;不同横截面的旋涡差别较大,离驻涡区前壁越远的截面涡心距越大,贴近前壁和后壁的截面均无旋涡;燃烧室入口速度对轴向中间截面的旋涡结构无影响,而前进口堵塞比对旋涡结构影响较大.