可压缩流体热线探针校准方法研究

在可压缩流体中利用热线技术进行湍流度测量时,其输出不仅与脉动速度有关,而且也与流体温度、密度紧密相关。因此,需要在与高速可压缩流体特征相似的校准装置中,在使用前对热线探针进行准确校准。本文提出了可压缩流体热线探针校准方法,建立了热线校准(工作)数学模型,并利用自建的热线校准风洞开展了热线校准实验和湍流度测量风洞试验验证,结果表明:热线校准方法可行,校准数学模型合理可靠,热线探针校准精度较高,湍流度测量结果可信,基本可满足高速可压缩流体湍流度测量的工程需要。     

扭转刚度对功率分流传动系统均载特性的影响

考虑齿侧间隙、齿轮副间的时变啮合刚度、齿轮偏心误差、轴的扭转以及支撑刚度等,构建了面齿轮-圆柱齿轮两次功率分流传动的动力学模型。利用传动构型的力封闭特点以及将轴的扭转角位移当量转化成线位移的方法,消除了系统方程中的刚体位移。采用Runge-Kutta数值仿真法求解了动力学方程,获得了传动系统的均载系数,并研究了各传动轴扭转刚度对均载系数的影响。结果表明:输入、输出轴的扭转刚度对系统各传动级均载特性几乎没有影响;均载系数对左、右分扭轴和双联轴的扭转刚度较敏感。在双联轴满足强度要求且扭转刚度取较小值时,左、右分扭轴扭转刚度的合理匹配可进一步提高系统的动力学均载特性。      

A numerical study on flame and large-scale flow structures in bluff-body stabilized flames

Large Eddy Simulations(LES) in conjunction with the Flamelet Progress Variable(FPV) approach have been performed to investigate the flame and large-scale flow structures in the bluff-body stabilized non-premixed flames, HM1 and HM3. The validity of the numerical methods is first verified by comparing the predicted velocity and composition fields with experimental measurements. Then the evolution of the flame and large-scale flow structures is analyzed when the flames approach blow-off. The analysis of instantaneous and statistical data indicates that there exists a shift of the control mechanism in the recirculation zone in the two flames. In the recirculation zone, HM1 flame is mainly controlled by the mixing effect and ignition mainly occurs in the outer shear layer. In HM3 flame, both the chemical reactions and mixing are important in the recirculation zone. The Proper Orthogonal Decomposition(POD) results show that the fluctuations in the outer shear layer are more intense in HM1, while the flow structures are more obvious in the outer vortex structure in HM3, due to the different control mechanism in the recirculation zone.It further shows that the flow structures in HM1 spread larger in the intense mixing zone due to higher temperature and less extinction.     

航空发动机进发匹配优化研究

为降低进气压力畸变对发动机的需用稳定裕度需求,分别从发动机和进气道2个方面开展优化匹配研究。在发动机方面,通过降低转速的方式来降低进气畸变,评估结果表明:采用该方案对发动机剩余裕度增大效果不明显。在进气道方面,局部优化进气道防护网结构,经过进发联合试验验证表明:采用该措施可降低进气压力畸变相对量20.4%～32.6%。经过发动机逼喘试验验证,畸变改善效果显著,大大降低了发动机喘振概率,可在现役飞机进气道上推广使用。     

自增压式丁烷微推进系统建模与工作特性仿真研究

利用AMESim+AMESet建立了丁烷微推进系统一维仿真模型,该模型包含:考虑丁烷相变的自增压贮箱、稳压气容、PID控制的电加热推力器等组件.研究自增压贮箱、电磁阀、气容和推力器的静态工作特性,分析气容体积和推力器加热功率以及推力器扩张比对系统工作特性的影响,对丁烷推进系统的动态响应特性进行探讨.结果显示,自增压贮箱...     

流向/周向曲率对加力尾部双层壁隔热屏冷却性能影响

为了得到流向/周向曲率对双层壁隔热屏冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室尾部圆转方双层壁隔热屏弯曲型面的工况条件,建立了两组共6种不同流向曲率半径和5种不同周向曲率半径的双层壁隔热屏冷却模型,采用三维流热耦合数值模拟方法对流向和周向曲率半径对双层壁隔热屏冷却性能的影响进行了研究,得到了双层壁隔热屏气膜冷却表面的综合冷却效果、冲击靶面的Nusselt数Nu、气膜冷却表面的单位面积冷却气量等的变化规律。结果表明,随着正流向曲率半径的增大,综合冷却效果先增大后减小,变化幅度达3.18%,冲击靶面Nu先减小后增大,单位面积冷却气量增大,增大幅度达9.78%;随着负流向曲率半径的增大,综合冷却效果先减小后增大,变化幅度为6.56%,冲击靶面Nu先减小后增大,单位面积冷却气量减小,减小幅度达15.82%;随周向曲率半径的增大,气膜冷却表面的综合冷却效果先减小后增大,变化幅度为1.04%,冲击靶面Nu减小,单位面积冷却气量减小,减小幅度为3.48%;相比于周向曲率半径对双层壁隔热屏冷却性能的影响程度,正流向曲率半径的影响程度为3倍左右,负流向曲率半径的影响程度为6倍左右。相比于周向曲率半径,流向曲率半径的变化对双层壁隔热屏冷却性能的影响更强烈。     

国产支线飞机航线运营经济性分析框架

国产某支线飞机进入市场化运营阶段,运营经济性成为推动民机产业发展的主导因素,亟需基于该支线飞机运营数据和实践经验研究建立国产支线飞机航线运营经济性分析框架。首先进行支线飞机潜在边际收益的因果关系分析,随后从成本和收益角度分别构建直接运营成本模型、间接运营成本模型、潜在边际收益模型、运输收益模型等,然后从年度收入成本分析、寿命周期收入成本分析、飞机投资回报分析三个维度提出支线飞机航线运营的经济性分析指标,从而构建了国产支线飞机的航线运营经济性分析框架。基于案例研究,从客公里收入、吨公里成本、收入成本利润、静态投资回收期、动态投资回收期等方面对飞机进行经济性分析,最后提出国产支线飞机的优化设计与运营经济性的相关建议。     

基于Maxwell 2D的永磁辅助同步磁阻电机的参数化建模及分析

根据永磁辅助同步磁阻电机(PMASRM)复杂的结构特点,基于ANSYS Maxwell 2D软件平台,介绍参数化绘制几何模型的过程,并对结构参数进行优化设计。对恒转矩区间采用最大转矩电流比(MTPA)控制策略、恒功区间采取弱磁控制求解电机电压、电流、内功率因数角、转矩的具体步骤进行了详细说明,为同类电机设计提供了较为实用的分析手段。     

叶片马达式伺服系统建模与仿真研究

新型飞机需要连续旋转型伺服作动系统,选用了叶片式马达作为执行部件,但叶片马达式伺服系统在飞机上还没有广泛成熟的经验可以借鉴,所以研发初期需要开展建模仿真研究,为产品研制提供技术支撑。根据设计参数,在AMESim软件平台中对叶片马达式伺服系统进行了正向建模,并进行了模型校验。之后依托建好的系统模型进行了系统功能与性能分析,根据仿真结果,对现有设计方案提出减小间隙、改善密封的优化建议。     

超声速双头导引头火箭橇气动加热仿真研究

通过紧耦合方法对超声速流动与结构温度场进行耦合计算。首先介绍了超 声速气动加热的基本理论,其次利用Fluent 软件对初步设计的双头导引头火箭橇进行气 动加热仿真分析,建立了流体-热耦合的仿真分析方法,得出不同时刻导引头与陪试品 表面对应点的表面温度在逐渐升高,但是增长幅度在逐渐减小,两者具有相同的变化趋 势; 不同时刻导引头与陪试品表面对应点的热流具有相同的变化趋势,是逐渐下降的。 对以后在双头导引头火箭橇试验中,映射、推导导引头表面的温度具有重要的指导意义。