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涡轮增压器使用的双面离心压气机,由于前后方叶轮进口流场存在着差异,导致随着流量减小,前后方叶轮流量分配失衡,出现前方单侧叶轮工作模式。为了进一步拓宽双面离心压气机的稳定工作范围,提出增大双面离心压气机后方叶轮半径的方法,实现两个叶轮流量分配的再平衡,主要目的是研究非对称模型在双面离心压气机流量分配调节方面发挥的作用,采用数值模拟方法对两种双面叶轮压气机整机模型的工作特性进行对比分析。结果表明:通过增大后方叶轮半径的方法,能够有效调节中等流量和小流量工况下两个叶轮的流量,从而改善了两个叶轮流量的平衡状况,同时改变了双面离心压气机的工作模式转变过程。前方叶轮各叶片槽道流量分配主要受蜗壳内部静压周向分布形式的影响,而后方叶轮各叶片槽道流量还受弯曲管道出口流场的影响,弯曲管道出口形成的交汇区域下游的叶片槽道内流量明显偏小。弯曲管道出口交汇区域内两股气流的相互作用强度受后方叶轮流量的影响,流量越小,交汇区域内两股气流的作用强度越弱。增大后方叶轮半径,增强了后方叶轮的做功能力,使设计工况的压比提高了4%,延缓了双面叶轮并行工作向单面叶轮工作模式的转换过程,并使双面压气机的稳定工作范围拓宽了12.6%。 相似文献
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针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。 相似文献
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为了评估进口测试探针支杆对压气机气动性能的影响,定常计算了包含不同直径、轴向位置、周向位置及形状的探针支杆的1.5级压气机特性线。结果表明,较无进口探针支杆的工况,带探针支杆的压气机特性线整体向左下方偏移。圆柱型支杆较迎风面积相同的长条型支杆而言,使压气机特性线衰减更严重;随支杆直径增加,压气机特性线偏移量增大,5mm,10mm及20mm的支杆使压气机平均效率分别降低0.8%,1.32%及2.28%;支杆周向位置、轴向位置对压气机特性线无影响。分析定常及非定常数值计算结果发现,当支杆尾迹引起的进口气流角脉动位于进口导叶不敏感角范围内时,导叶的整流作用使导叶下游压气机性能不受进口支杆的影响。 相似文献
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机身壁板是飞机结构设计的重要承载组件,轻量化、高效率、共通性设计及优化是民机设计关注的重点。首先提出一种耦合ABAQUS的Buckle分析及ISIGHT优化的设计方法,利用自编子程序获取ABAQUS屈曲特征值,将特征值输入ISIGHT中计算临界屈曲载荷,同步更新变量参数及ABAQUS文件并提交计算,迭代分析直至优化流程结束。采用上述方法考虑轴向压缩载荷情况,以壁板整体重量最小为优化目标,疲劳应力值为约束条件,对单曲度金属机身壁板的蒙皮厚度,长桁数量及长桁截面厚度等几何参数进行优化。在满足壁板结构承载能力及总重量最小条件下,综合考虑结构载重比,临界应力及壁板加筋比,对比分析出一组最优参数,并与工程算法结果对比吻合程度较好,两者相对误差为3.73%。该优化思路实现FEA平台与优化工作一体化,可用于复合材料壁板设计及结构件减重优化工作,一定程度上可缩短零组件设计周期。 相似文献
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为了实现MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)固体微推力器阵列准确可靠点火,阵列单元的点火驱动控制显得尤为重要。设计了驱动控制系统,由电源模块、驱动模块、10×10规模固体微推力器阵列模块、控制及通信模块组成,并分别对各个模块的设计进行了介绍。通过把各个模块进行一体化,设计了整机结构,并制备了原理样机。最后对原理样机进行了电爆试验、点火试验以及冲量测试试验,试验表明所设计的驱动控制系统功能完备,能够对阵列单元准确点火以及多单元同时点火,具有很高的可靠性,点火成功率100%。 相似文献
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