带气腔的离心压缩机旋转失速的三维数值模拟

使用商业CFD计算软件CFX求解三维雷诺平均的Navier-Stokes方程组, 结合出口气腔模型对某带无叶扩压器的离心压缩机的旋转失速现象进行数值模拟.首先使用定常计算得到了该离心压缩机的稳态性能曲线, 并和实验测量值进行了比较.然后引入出口气腔模型, 模拟离心压缩机内的旋转失速流动.在小流量下, 从矢量图和径向速度等值线图中观察得到了离心压缩机内部流场的非定常流动现象.还研究了气腔模型不同参数对失速流动的影响, 结果表明气腔体积越大, 计算得到的失速频率越低.      

离心压缩机叶轮旋转失速的相空间重构及分形特征

结合非线性动力学中的相空间重构和分形理论,提出了一种分析离心压缩机叶轮旋转失速动力学特征的方法.采用数值方法对低速离心压缩机(LSCC)叶轮旋转失速状态进行了模拟,得到了失速工况下叶轮出口多个位置的气流压力时间序列.对各压力时间序列进行相空间重构,构造出一低维动力系统,其时间延迟和嵌入维数通过运用C-C方法得出.对重构的动力系统的相图进行了分形特征分析,计算了相应的分形维数.研究表明:叶轮旋转失速后系统的压力信号具有混沌特性,在相图上表现为具有分形结构,揭示了旋转失速后系统的动力学特征.计算分析分形维数后发现,数据采集点位于相同半径处计算得到的分形维数相近,约为3.39;数据采集点的半径增大时,分形维数减小.     

跨音压气机旋转失速机理及实验研究

本文根据涡旋理论建立了旋转失速工况下的涡系流动模型。利用该流动模型计算而得的速度场与实验数据进行了对比。对比结果表明,它比小扰动线化理论以及其它方法的计算结果更符合实际流动情况。 文中还对跨音转子在几个非设计转速(8000转/分;13000转/分;15000转/分)下的旋转失速现象进行了详细的实验研究,观察到了一些有研究价值的新的流动现象。     

基于高效特征值分析方法的旋转失速先兆预测

旋转失速限制了压气机稳定工作的范围,对其进行深入理解并实现准确预测是控制失速、提高裕度的关键。现有模型大多基于一定程度的几何和流动简化,不考虑三维效应及流动复杂性,直接应用于三维压气机失速预测时仍面临巨大挑战。同时,尽管试验测量和模拟仿真水平不断提高,试验和数值模拟多为唯象研究,缺乏对压气机流动失稳根本原因的揭示。此外,由于三维复杂流动精细化测量和高保真模拟的复杂性,大多数失速研究针对某一压气机若干孤立工况开展,缺乏系统的参数化研究,难以提炼出旋转失速关键影响因素。为弥补试验测试空间分辨率低和非定常流动模拟成本高的缺陷,提出了一种基于三维流动方程高效特征值求解的全局稳定性分析方法。一方面可以获得试验测量难以达到的空间分辨率,另一方面能够以比非定常模拟小2～3个量级的成本获得丰富的三维流场小扰动发展过程。针对某典型跨声速压气机环形叶栅,所发展的分析方法计算成本仅为定常特性线计算的28%,相比于非定常计算实现了约155倍的加速,为压气机旋转失速准确快速预测和机理研究提供了重要的研究工具。     

轴流风扇“尖峰型”失速起始特征及其物理机制的实验及数值研究

为了探索风扇失速起始特征及诱因,采用动态流场测量试验与三维粘性流场数值模拟技术,对单级轴流风扇NPU-fan的"尖峰型"旋转失速流场和基本特征进行了研究。实验研究结果表明,轴流风扇NPU-fan在设计转速和非设计转速下均出现了典型的"尖峰型"全叶展失速的旋转失速现象,动态探针测量捕捉到了"尖峰型"失速先兆波及其特征,并且测量得到扰动波的初始转速均约为70%转速;三维流场计算表明,静子叶根角区失速会严重影响风扇的效率,但并未触发压气机的失稳。NPUfan风扇的失速情形符合Vo等提出的尖峰波失速先兆出现准则,是典型的叶尖区流动诱发的风扇/压气机失稳。     

Eckardt离心叶轮失速流场非定常特征分析

为明确离心压气机失速流场特征及类型,对Eckardt离心叶轮进行全通道非定常流场模拟,得到以下失速流场特征结果:(1)叶片前缘叶顶区域明显存在4个突尖型失速团,同时前缘涡、通道涡和低速二次涡共同作用形成流道内的非定常不稳定流动,诱发旋转失速;(2)与轴流叶轮突尖失速特征相似,离心叶轮内同样存在前缘溢流,但不存在尾缘反流,而呈现与径向和周向扭曲结构相关的新特征:叶顶间隙流与流道中的偏转二次流汇合,形成尺度更小、范围更大的低速二次涡。经进一步的空间傅里叶分析,确定失速团以60%～73%的叶轮转速沿周向传播,且由叶轮入口向下游移动,伴随发生涡脱落和破碎,使流场进入深度失速状态。通过分析这些失速流场特征,得出离心叶轮中突尖失速特征与轴流相比既有相同之处也有不同之处的结论。     

一种离心压气机性能仿真数学模型

阐述了一种能够达到设计精度要求的快速简单离心压气机性能仿真数学模型,模型中计及离心压气机内出现的各种损失,采用迭代方法计算几个划分截面上的子午速度。为了保证计算精度,叶轮出口和扩压器间流动划分成多段交错网格进行计算。采用建立的数学模型对 Krain离心压气机叶轮性能进行了模拟,并把计算结果同三维 N-S方程的计算结果进行了比较。结果表明,采用建立的仿真模型能够用来模拟离心压气机叶轮性能,为设计离心压气机提供了一个有利的工具,而且对带有涡轮增压器的内燃机设计具有重要的实际意义。      

离心压气机近失速工况叶尖流场特征及泄漏涡面涡模型

为研究航空微型涡轮发动机离心压气机的失速机理,采用数值模拟的方法,对压气机在设计点和近失速点的流场特征进行了研究,并对叶尖泄漏涡进行了建模。结果表明:在近失速工况下,更多的来自轮毂处的低能流和二次流会汇入叶轮通道近壁面的低速区,使得叶尖的堵塞加重,泄漏涡轨迹的偏转及其卷吸作用可能是造成这种现象的原因。通过在压气机机匣外侧引入虚拟镜像涡的方法,应用机翼涡对的不稳定性理论和面涡模型对泄漏涡建立了模型。应用该模型对本文研究的离心压气机以及三个国内外具有典型代表性的压气机进行了预测,表明模型得到的频率同计算和实验结果具有较好的吻合性,对德国宇航院压气机的预测频率与其实际频率的误差仅为2.8%。总体而言,当间隙高度较大时,模型的预测更为准确。     

预测轴流压气机工作稳定性的非线性模型

建立了预测轴流压气机工作稳定性的非线性模型,采用有限差分数值模拟单转子和一台三级轴流压气机旋转失速的形成和发展过程,预测失速特征参数。由于合理地考虑了失速流动的非定常和非线性因素的影响,大多数失速特征参数的预测结果与试验测量值相符。     

带有蜗壳的离心压气机进口失速先兆位置的确定及其成因分析

为了确定离心压气机失速先兆形成的原因,分析蜗舌与失速先兆位置的关系,采用数值计算方法对高速小流量离心压气机失速先兆特征进行了研究。计算结果表明:失速过程中流场结构的变化说明了离心压气机出现的是脉冲波失速先兆,离心压气机失速先兆现象由蜗舌对气流的阻滞作用诱发,蜗壳内部流场在周向55°附近区域出现高静压区域,高静压区域形成的扰动通过前倾后弯的叶轮通道逆向传播至叶轮进口,从而在进口周向115°附近出现失速先兆。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。