Effect of blade sweep on inlet flow in axial compressor cascades

This paper presents comparative numerical studies to investigate the effects of blade sweep on inlet flow in axial compressor cascades. A series of swept and straight cascades was modeled in order to obtain a general understanding of the inlet flow field that is induced by sweep.A computational fluid dynamics(CFD) package was used to simulate the cascades and obtain the required three-dimensional(3D) flow parameters. A circumferentially averaged method was introduced which provided the circumferential fluctuation(CF) terms in the momentum equation.A program for data reduction was conducted to obtain a circumferentially averaged flow field.The influences of the inlet flow fields of the cascades were studied and spanwise distributions of each term in the momentum equation were analyzed. The results indicate that blade sweep does affect inlet radial equilibrium. The characteristic of radial fluid transfer is changed and thus influencing the axial velocity distributions. The inlet flow field varies mainly due to the combined effect of the radial pressure gradient and the CF component. The axial velocity varies consistently with the incidence variation induced by the sweep, as observed in the previous literature. In addition, factors that might influence the radial equilibrium such as blade camber angles, solidity and the effect of the distance from the leading edge are also taken into consideration and comparatively analyzed.     

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。     

基于CFD数值仿真技术的飞行器动导数计算

为了研究表征飞行器动态稳定特性的动导数,结合计算流体力学方法,基于滑移网格技术,采用小幅度强迫振动法和差分法两种非定常方法,推导了俯仰组合动导数以及滚转阻尼导数的计算表达式,并结合多参考系模型采用准定常方法计算滚转阻尼导数。建立了基于计算流体力学技术的飞行器动导数计算方法。对国际动导数标模Finner导弹进行了计算验证。两种非定常方法对俯仰组合动导数的计算误差分别为0.65%、6.13%,对滚转阻尼导数的计算误差分别为2.5%、0.06%。求解滚转阻尼的准定常方法对于滚转阻尼导数的计算误差为2.67%。三种方法的计算结果与风洞试验结果吻合的很好。非定常方法计算精度高,准定常方法可以快捷迅速得到结果。本文的数值方法不仅适用于超声速,同样可以用于亚、跨声速时的动导数计算。     

集成BLISCO和iPMA的多学科可靠性设计优化

为解决传统的基于可靠性的多学科设计优化(RBMDO)由于存在优化过程多层嵌套、多学科分析和可靠性分析反复迭代而导致的低效率问题,提出集成两级集成系统协同优化(BLISCO)策略和改进功能测度法(iPMA)的多学科可靠性设计优化方法。首先,基于序列化思想将多学科可靠性设计优化解耦,避免了每次多学科设计优化(MDO)对完整可靠性分析模型的反复调用与迭代。其次,采用高效的更适合复杂工程组织形式的BLISCO策略进行确定性多学科设计优化,摒弃了协同优化的一致性约束和两级集成系统综合法的复杂分析和近似建模问题,提高了计算效率。然后,基于角度更新策略对功能测度法(PMA)进行改进,采用更新角度替代极限状态函数值进行可靠性分析与判别,减少了多学科可靠性分析次数。最后,结合某机型起落架的缓冲器设计实例对所提方法进行验证,结果表明该方法的计算效率较其他方法分别提高了30.93%和19.97%,验证了方法的有效性,且具有工程实用价值。     

亚声速来流对吸气式纳秒激光推进性能的影响

针对亚声速来流条件下吸气式纳秒激光推进的机理,通过Fluent流体仿真软件,数值模拟不同来流马赫数条件下推进器内外流场的演化过程,分析来流速度对推进性能的影响。结果表明:低速条件下,空气来流强度小,对推进器和激光冲击波的影响较小,冲击波近似自由向外传播,与推进器作用较为充分,使得冲量耦合系数较高;随着亚声速来流的增大,自由空气来流强度增大,推进器所受阻力增大,并抑制冲击波自由传播,加速冲击波耗散,缩短冲击波的有效做功时间,导致冲量耦合系数快速下降。     

精密同轴回转式测量机构模态分析及优化

在完成对某同轴回转式测量系统中回转装置的初期设计基础上,对其中回转装置进行模态分析,结果显示回转装置第一阶模态频率偏低,为避免其与检测现场激振频率发生共振,并提高检测精度,提出采用 Workbench 中灵敏度分析的方法,对回转装置结构进行优化,得到了回转装置的最佳设计方案。研究结果对提高系统精度,防止共振的发生等方面具有重要意义,为进一步的设计改进工作提供很好的理论支持。     

综合航电系统实时仿真测试技术研究

研究和建设飞机综合航电系统测试是飞机研制过程中非常重要的环节。通过介绍综合航电仿真系统的原理和功能,提出了一套综合航电系统半物理仿真测试闭环试验系统的建设方案。     

计及弯折波的舰载机拦阻过程控制

为验证拦阻索中应力的传播对拦阻过程的影响,研究了计及弯折波的舰载机拦阻过程的比例-积分-微分(PID)控制问题.先以液压阻尼力作为拦阻过程的控制输入建立了无弯折波的理想拦阻过程动力学模型,再依据拦阻过程中需要保持拦阻钩载为常值的要求,借助最优控制方法获得了一组理想轨迹.然后详细分析了拦阻索中弯折波在甲板滑轮与钩-索啮合...     

氢燃料双模态燃烧室模态转换

为研究双模态燃烧室的模态转换规律,采用计算流体动力学(CFD)方法,对氢燃料模型燃烧室在不同当量油气比、飞行马赫数、燃料喷射方式下的流场进行了数值模拟,并与试验结果进行对比,两者相互吻合.研究结果表明:当量油气比提高、飞行马赫数降低及双面喷射燃料均使燃烧室更趋于亚燃工作模态.     

织构对TC1棒材动态冲击力学行为的影响

挤压成形是TC1棒材成形的主要手段。在挤压过程中,钛合金往往会形成织构,从而导致棒材的性能变化。本研究通过对比分析,研究了织构对动态冲击力学行为的影响。结果表明,在动态冲击过程中TC1合金出现了大量孪晶,且孪晶的数量随着冲击速度的提高而增加;0．4～0．7MPa气压气压范围内冲击时,具有强织构的冲击试样动态屈服强度变化不明显,而具有弱织构的冲击试样动态屈服强度由于位错强化有所增加,表现出了应变率正效应;当气压增高到0．9MPa,由于更多孪晶的开动,具有强、弱织构的样品都出现负的应变速率效应。