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.      

离心压气机失速模式及自循环机匣处理的作用机制

通过对离心压气机不同转速下实壁机匣和处理机匣两种状态流场的数值模拟,研究了失速模式随转速的变化及不同失速模式下机匣处理作用机制的转变.结果表明:随转速的降低,失速模式由100%设计转速时的扩压器失速逐步向导风轮失速过渡,导风轮失速也经历了由80%设计转速时的端壁失速和叶片前缘失速向50%设计转速的通道大范围完全失速的发展过程.自循环机匣处理对离心压气机失速裕度和效率的影响都与失速模式紧密相关,其扩稳作用仅对80%设计转速时的叶片前缘失速有效.在80%左右设计转速,机匣处理使主流效率有朝大流量工况点变化的趋势,从而使效率降低.当转速低至50%设计转速时,主流通道形成大范围回流区,机匣处理的二次回流可以减少叶轮对通道回流区气流的做功量,从而提高效率.      

机匣处理对跨声速离心压气机性能影响

为了探索自循环机匣处理对跨声速离心压气机影响,利用全三维数值模拟方法对应用自循环上游槽封闭机匣、自循环机匣处理和光滑壁面机匣结构三种情况下的跨声速离心叶轮进行了详细研究。对比结果表明:机匣处理抽吸槽结构本身对离心级的影响很小;自循环机匣处理使得在近失速区域离心级压比和效率有所增加。通过详细的流场分析表明:机匣处理可以降低叶片尖部负荷;自循环机匣处理通过引走叶轮通道内气流并回流到上游,可以延缓叶轮进口攻角的变化和激波的推进,从而延缓离心叶轮的失速。     

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.      

离心压气机导风轮叶顶端壁引气扩稳研究

对一台在导风轮叶顶设置有自循环机匣处理的离心压气机,借鉴其试验结果制定了3种引气位置A,B和C,并结合不同的引气量进行了端壁引气扩稳的数值研究.计算结果表明:引气位置和引气范围对扩稳效果有重要影响,引气位置C覆盖了整个叶尖回流区,引气面积最大,扩稳效果最好.随引气量的变化,出现了两种不同的扩稳机理:小引气量可以吸除叶尖泄漏流,缓解通道阻塞,延缓端壁失速;过大的引气量则挤占有效流通面积,将通流区域压向轮毂侧,增加了叶轮的做功能力.兼顾压气机的效率考虑,小引气量具有优势,引气位置C用5%引气量可以获得19.6%的裕度提升.      

斜沟槽型处理机匣对压气机性能影响的数值研究

采用数值模拟方法,研究了不同沟槽深度和开槽位置的斜沟槽型处理机匣对压气机气动性能的影响。结果表明,叶尖间隙较小时,与光壁机匣相比,机匣处理后压气机堵点流量提高,最大效率基本不变,稳定工作裕度下降;叶尖间隙较大时,机匣处理后压气机最大效率不变,堵点流量、压比和稳定工作裕度提高。适当减小开槽点与转子叶尖前缘距离,可在不损失效率的情况下提高压气机近失速点压比。斜沟槽型处理机匣对流动的影响:一是流通面积增加和斜坡带来的收缩通道作用,有助于缓解叶尖流动堵塞,降低损失;二是机匣突然升高造成后台阶流动分离,造成较大的总压损失和效率下降。     

跨声速离心压气机多部件耦合优化扩稳

基于最优拉丁超立方采样、多项式代理模型、傅里叶幅值敏感性试验、梯度变异混合优化算法构建了跨声速离心压气机耦合优化方法,实现了自循环机匣处理扩稳的同时不降低等熵效率的目标。耦合优化后压气机气动性能全面提升,设计点和近失速点的等熵效率分别提高2.79%、1.82%,且峰值效率略高于实壁机匣压气机。耦合优化扩稳增效的机理是：自循环机匣抽吸流量增大,更多低能流体被移除;叶轮入口攻角改善,流动分离风险减小;前缘激波与叶尖泄漏涡干涉被抑制,叶轮下游低能流体减少,周向均匀性增强;机匣回流槽入射角增大,叶轮入口径向畸变被削弱;叶轮叶片尾缘安装角及扩压器有叶段尾缘半径的增大弥补了等熵效率损失;叶轮叶片前缘后掠角减小弥补了堵塞流量。     

轴向偏转型自循环机匣处理对高速压气机扩稳效果的影响机理

本文提出了一种新的轴向偏转型自循环机匣处理结构,偏转角度为叶片顶部弦长与压气机轴向的夹角,设计了正偏和反偏2种方案,然后,以一个高速轴流压气机转子为研究对象进行数值模拟,结果表明：相对于实壁机匣,压气机在正偏、反偏自循环机匣处理时的综合稳定裕度分别增加11.52%、10.15%,峰值效率仅分别下降了0.32%、0.59%。分析原因是正偏型自循环机匣处理时,喷射的高速气流将叶顶泄漏流沿叶顶弦长方向吹向下游,改善了叶顶流场,起到了扩稳效果,同时,喷射流与压气机叶顶主流方向一致,提高了进口速度,减小了掺混损失,因此,效率下降很小。反偏型自循环机匣处理时,喷射的高速气流将叶顶泄漏流吹向转子叶片吸力面,抑制和削弱了叶顶泄漏流,也起到了扩稳效果,但由于喷射流与叶顶泄漏流、压气机主流都存在夹角,因此,造成了较大的掺混损失,效率比正偏型自循环机匣处理时下降略多。     

导风轮叶片偏置对高压比串列离心压气机性能的影响

为提升高压比串列离心压气机的性能,借鉴常规一体化离心叶轮中偏置分流叶片的方法,针对某高压比串列离心压气机,应用数值仿真手段分析了串列叶轮中导风轮叶片周向偏置对压气机流场和性能的影响。通过对不同导风轮叶片偏置方案下压气机流场的分析,建立了压气机流动损失与偏置参数的关联性。研究表明:采用较大的偏置参数γ可降低导风轮叶片1前缘的激波强度,改善激波作用导致的泄漏涡破碎和流动分离,但过大或过小的γ方案中导风轮叶顶会出现二次泄漏致使低能流体的掺混损失增加;γ=65%方案压气机综合性能最佳,其压比和效率较γ=50%分别提高了1.5%和1.4%;对于串列离心压气机导风轮叶片周向位置的优化,在避免导风轮叶顶形成较强二次泄漏的前提下,应考虑采用较大的偏置参数γ,同时应防止诱导轮尾迹流体参与导风轮的叶顶泄漏。     

叶尖泄漏掺混损失影响因素分析

借鉴Denton不可压叶尖泄漏损失的理论分析,推导出可压缩流动中叶尖泄漏掺混损失基本关系式,其集中反映了尖区叶表压强、叶尖间隙、泄漏流流量系数及总损失系数影响.在仅考虑泄漏掺混损失情况下,数值分析了叶尖基元负荷、间隙、泄漏流量系数整体水平及其弦向分布等因素对叶尖泄漏掺混损失的影响.结果展示了各因素对叶尖泄漏掺混损失的作用及机理.最后提出一个重要的组合参数,反映了叶片尖部载荷和叶尖间隙的流向分布对叶尖泄漏掺混损失的综合影响.      

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.     

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。     

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.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.