叶型上局部凸起对扩压器性能影响的数值研究

借助CFD数值模拟技术,对四种常规叶片扩压器（不同凸起位置）内部流场进行了数值模拟,研究了不同凸起位置对扩压器性能的影响,讨论了改变叶片凸起位置对扩压器静压恢复系数、总压损失系数等性能参数的影响,以为小型/微型发动机的叶片扩压器的优化设计提供一定的参考价值。结果表明,当叶片扩压器产生局部凸起时,在流动进入叶片扩压器凸起截面后面产生了低速流动,导致了明显的总压损失,使得叶片扩压器的效率降低。叶片中间产生凸起对于叶片扩压器的总压损失最高。在工程实际中叶片扩压器如果产生局部凸起,尽量选择在叶片前端。     

基于BP网络的机载导弹备件需求量预测

针对机载导弹部署后期与备件有关的各项保障数据比较充足的情况,在进行备件需求量影响因素分析和量化的基础上,应用BP神经网络模型对其进行了预测。仿真结果表明,充分利用了各有用数据,能有效提高预测的可靠性和准确性。     

液压性能综合实验模拟系统的开发

Automation Studio是一种有效的液压系统仿真工具。在对QCS003试验台的系统与工作原理分析的基础上,在Automation Studio平台上开发了液压性能综合实验模拟系统,利用该系统可以在计算机上完成实验项目。     

某型航空发动机喷管红外辐射特征数值模拟和试验研究

基于N-S方程建立了某型发动机喷管及其喷流流场的数值计算模型,利用辐射传输方程(RTE)积分法编制了红外辐射特征计算程序,得到了此喷管在非加力状态下工作时的红外辐射特征分布,同时利用模型试验测量得到该喷管的红外辐射特征分布。给出了在3.0～5.0μm光谱范围内的红外辐射特征数值模拟结果和试验测量结果,经比较表明:数值模拟结果和试验测量结果吻合良好。     

航天器编队飞行多目标姿态跟踪终端滑模控制

研究航天器编队飞行多目标姿态跟踪控制问题.为避免姿态大范围跟踪可能出现的奇点,采用欧拉参数描述航天器姿态.基于终端滑模技术,设计多目标姿态跟踪终端滑模控制器,并应用Lyapunov稳定性理论和扩展的Lyapunov有限时间稳定性理论证明控制系统稳定性和有限时间收敛性.该控制器参数方便调整,易于实现.由于没有对复杂多体航天器动力学进行线性化处理,从而保证了姿态跟踪控制精度.仿真结果表明,存在惯量参数摄动和外部干扰力矩的情况下,所设计的多目标姿态跟踪控制器具有良好鲁棒性和优越的跟踪性能.     

射流状态转换过程中转子流场的动态分析

为了探索周期性射流的射流状态转换过程中转子流场的动态响应特征,采用非定常数值方法对转子流场进行了模拟,并对叶尖泄漏涡的运动规律和转子负荷分布的动态变化进行了分析.结果表明,转子流场的响应主要表现在两个时间尺度:①与叶尖泄漏涡振荡周期相当的小尺度;②与转子负荷径向分布变化相关的大尺度.      

一种考虑级间引气的压气机通流设计方法

为了探索考虑引气影响的压气机设计方法,提出了一种基于周向槽引气的引气模型,通过将引气区域的机匣端壁无滑移边界条件替换为端壁法向引气速度代表的引气边界条件,把引气的影响计入压气机通流设计.一台两级压气机的无引气和引气通流设计以及三维数值模拟流场的对比研究表明,该引气模型和考虑引气的通流设计方法能够有效的将引气设计参数及其影响反映在通流流场结果中.此外,该引气模型和设计方法还能够准确反映引气流动随引气区域当地气动参数的变化.      

光学压力敏感涂料测量技术及其 在内流场的应用

介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果.在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上,对高亚声速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量,并采用传统电子静压扫描装置在高亚声速叶栅风洞中进行了同步测量.光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量,其精度达到了工程应用水平.      

上游尾迹入射角对压气机叶片负荷的影响

压气机叶片负荷的提高使得叶片表面边界层更容易分离,利用上游叶排产生的非定常尾迹能够抑制边界层分离.运动圆柱代替上游转子,在保证下游叶片进气速度大小及攻角不变的情况下,改变圆柱运动速度以获得上游尾迹与下游静叶吸力面不同的夹角,发现在低负荷小分离情况下静叶损失系数与上游尾迹入射角无关;高负荷大分离情况下静叶损失系数随上游尾迹入射角的增加而降低.分析尾迹作用下高负荷静叶通道内流场,当进入静叶通道的尾迹与叶片吸力面近似平行时,尾迹诱导边界层增厚.使得叶片表面分离泡随时间大幅值脉动,损失增加;当尾迹与叶片吸力面的角度逐渐垂直时,尾迹抑制了边界层分离,同时叶片表面分离泡位置近似不变,其原因是尾迹以负射流形式进入边界层内部,补充了边界层内部低能流体,使得损失减小.