周向畸变条件下压气机失速先兆分布特征

在低速单转子轴流压气机实验台上开展了周向插板式畸变实验研究,通过安装在叶顶前缘的动态压力传感器和转子出口的梳状五孔探针获取不同插板高度下畸变进气失速特性,结合实验及数值模拟,并采用时域分析法和一维连续小波方法对失速先兆传播特性及失速先兆尺度进行了分析。研究结果表明,失速先兆总是在叶顶前缘位置首先出现,然后由叶顶前缘沿轴向传播至转子出口叶顶位置,之后沿径向传播由叶顶向叶根发展直至失速团占据整个径向叶高。同时,随着畸变强度增加,失速先兆传播速度逐渐增加,且尺度不断增大,从突尖型失速先兆变为长尺度型失速先兆。      

多孔径穿孔板控制液雾燃烧不稳定的研究

研究了一种带可调背腔的多孔径穿孔板声阻尼器的吸声特性,并通过声学模型预测了穿孔板的吸声特性。实验研究了偏流穿孔板对液雾燃烧器的燃烧室、气室内波动的动态压力及热释放率的控制效果。多孔径穿孔板存在两种孔径:小孔半径均为1.0 mm,大孔半径分别为1.5、2.0、2.5、3.0 mm。发现孔径差异过大的穿孔板消声性能不佳。但是大小孔径相近的穿孔板对腔室内的热声振荡有明显衰减效果。安装穿孔板后,燃烧室脉动压力下降59%~84%,放热波动下降47%~87%,同时火焰形态变得稳定。      

流动显示中的圆管畸变及其校正

对玻璃圆管内的流场进行显示时,沿管径方向的光线成像存在畸变,使得圆管内流场显示的有效范围减小,必须进行校正才能得到圆管内流场更大的有效视场。通常采用和管壁焦距相反的柱透镜来校正管壁畸变。校正柱透镜的设计是关键,首先采用厚透镜焦距计算方法得到单侧管壁的等效焦距,校正柱透镜焦距与其值相同,符号相反。如果采用传统的平凸柱镜,进行光线追踪时效果并不理想。重新在ZEMAX光学软件中优化校正柱透镜的曲面参数和与圆管的距离,得到的结果为弯月校正柱透镜。按照参数加工圆管和校正柱透镜,采用栅格对其进行静态验证,证明了该方法的有效性,将有效视场增大到了大于80%,相比传统的外加平凸透镜方法,该方法得到的弯月柱透镜校正更加准确,并通过高速聚焦纹影给出了动态结果。该工作对于厚壁圆管内的流场显示等相关工作具有参考意义。     

KM8不锈钢板式热沉激光焊接工艺研究

热沉是空间环境模拟器的重要组成部分之一,用于在真空热试验中产生冷黑环境。我国目前正在研制的KM8空间环境模拟器和KM7A空间环境模拟器的热沉均采用不锈钢板式结构,而不锈钢板式热沉的焊接加工工艺是亟需解决的技术问题。文章介绍了在KM8不锈钢板式热沉激光焊接工艺研究中,采用不同的工艺参数焊接了不同厚度的搭接组合板试件后,对这些试件进行了力学拉伸试验和焊缝分析与检测,并根据检测结果确定了不同厚度板材组合的最佳搭接焊接工艺参数。这些工艺参数在后续的生产实践得到了有效验证。     

基于能量法的篦齿封严环气弹稳定性数值研究

针对航空发动机篦齿封严环气弹稳定性问题,采用基于三维插值及非定常动网格技术的能量法,建立了篦齿封严环气弹稳定性数值求解模型。在验证数值方法准确性的基础上,研究了供气压力、转速和进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响,分析了篦齿封严环气动力、气动功分布特性,揭示了进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明：在本文研究中,外篦齿封严环相对于内篦齿封严环更易发生气弹失稳;随供气压力增加,外篦齿封严环气弹稳定性呈现降低趋势,当供气压力为0.55 MPa和0.7 MPa时,外篦齿封严环存在气弹失稳的风险;转速2 000 r/min和4 000 r/min相对于6 000 r/min具有更大的气弹失稳风险。相比于360°圆周进气,90°圆周进气的外篦齿封严环气动力存在相互抵消的耦合作用,所以90°圆周进气的外篦齿封严环具有较高的气弹稳定性。篦齿封严环在发生气弹失稳时,齿腔底部做功占总气动功百分比会显著增加,故在进行结构优化时,可改变齿腔底部的结构参数以对篦齿封严环气弹稳定性进行改善。     

静电放电枪校准装置的研制

介绍了自行研制的满足IEC61000-4-2标准要求的静电放电模拟器测试系统.在测试系统中使用了极高输入阻抗的高压电压表测量静电放电模拟器的静电高压,提高了静电高压测量准确性;在使用四通道高速取样示波器测量静电脉冲波形中,由于使用了脉冲延时输入与合成迭加的方法,提高了脉冲波形测量的取样率,使测得的脉冲波形更加真实,提高了脉冲波形参数测量的准确性.     

太阳模拟器准直镜框架结构热传导问题的有限元计算

文章介绍了大型复杂结构热力耦合的有限元计算理论,提出了太阳模拟器结构有限元计算方案,并结合ENSYS 5.7 软件包,实际解决了太阳模拟器在温度变化过程中的热应力计算问题.     

一种双S形进气道流场特性及控制的试验研究

首先利用高速风洞对一种与机身保形的双S进气道原始模型进行了研究,结果表明进气道出口截面总压周向畸变指数较大.继而,在低速风洞试验的基础上选择了一种基于涡流发生器的流场控制方案,并在高速风洞中开展了对该进气道高速风洞流场控制试验研究,分别获得了流量特性、速度特性、攻角特性和侧滑角特性规律.研究结果表明:(1)原型方案的高速风洞试验结果说明双S弯进气道第二S弯上壁面产生了气流分离,在横截面二次流的共同作用下,导致该方案出口截面的上方存在一较大的低压区,当Ma0=0.8,α=0°,β=0°时匹配点处总压恢复系数σ为0.958,周向总压畸变指数Δσ0达到11.7%,超过了一般航空发动机的忍受范围.(2)与原型方案的风洞试验结果相比,涡流发生器控制技术能够有效抑制双S弯进气道第二S弯上壁面的气流分离,大幅度降低了该进气道的流场畸变.设计状态下(Ma0=0.8,α=0°,β=0°)总压恢复系数σ为0.953,周向总压畸变指数Δσ0仅有2.3%,综合畸变指数W为4.1%,满足了发动机的使用条件.(3)研究范围内,较低的飞行马赫数使得流场控制方案出口截面的总压恢复系数略有升高,但对周向畸变指数有着不利影响.此外,随着攻角从-4°增加到8°,出口总压恢复系数和周向畸变指数均逐渐降低.而当侧滑角从0°变化到6°时总压恢复系数几乎不变,但大侧滑角给周向畸变指数带来的不利影响较为显著.(4)在飞行马赫数Ma0=0.6～0.85,攻角α=-4°～8°,β=0°～6°的范围内,匹配点处进气道的总压恢复系数在0.936～0.961之间,周向畸变指数在1.4％～5.4％之间,综合畸变指数在3.8％～7.0％之间,表明采用流场控制后的进气道方案已达到实用水平.     

基于可调感温电桥的MEMS传感器恒温控制模型研究

温度漂移是限制MEMS传感器高精度应用的重要因素,恒温控制方案可从源头上降低温度漂移对其性能的影响。针对环境温度波动和温度梯度分布问题,提出了一种基于可调感温电桥的恒温控制模型,目标控温点通过不同温度信息加权得到,加权系数可由电学参数便捷调整,最终实现不同温度分布情况下的恒温点控制。同时,模型中增加了环境温度抑制电路,实时监测环境温度波动并将误差信息反馈至控制信号。利用Simulink搭建了热电一体化仿真模型,融合了具体电路结构和热学微分方程,仿真了热阻、热容和环境温度等因素对控温点的影响。考虑到环境温度(-55℃～55℃)以阶跃和斜坡方式变化,增加了环境温度抑制电路的模型,在温度稳定度方面分别优化了46.8倍(从1.7272×10^-4/℃到3.69×10^-6/℃@阶跃变化)和47.3倍(从1.5373×10^-4/℃到3.25×10^-6/℃@斜坡变化)。因此,所提出的恒温控制模型可有效抑制环境温度波动对恒温点的影响,并可应用于不同温度梯度分布情况,提高了恒温控制方案的适用性,缩短了设计周期。     

KFTA太阳模拟器辐照均匀性仿真

文章着重介绍了太阳模拟器光学系统及氙灯的建模,尤其对短弧氙灯建模做了详细阐述,它是根据短弧氙灯的亮度分布图采用多个体光源嵌套的形式模拟氙灯,用角度切址文件和光谱分布数据定义短弧氙灯的角度分布和光谱分布。最后运用美国ORA公司的光学分析软件LightTools对太阳模拟器辐照均匀性进行仿真计算,并得到辐照度的一维、二维和三维图形。