非流形几何模型的拓扑表示——粘合边结构

提出了一个非流形结构的表示方法--粘合边结构,其数学基础是代数拓扑中的复形理论。粘合边结构表示的拓扑元素之间的逻辑关系简洁、直观,并且可以表示物体的内部结构。     

αα指数与 IMF 的关系

本文用磁暴期间最大αα指数考察了行星际磁场强度B及其扇形边界对地磁场的影响,根据。与B的线性关系提出了按B对磁暴进行分类,并统计了每类磁暴特性与相应的太阳风参数的特性,发现行星际磁场的两类扇形边界扫过地球后有不同的地磁效应。      

模块测试与维护总线的工作机制

简要阐述了模块测试与维护总线的结构及特点;分析了用软硬件协同工作实现总线接口单元的测试功能的方法;最后介绍了用读标识符命令通过模块测试与维护总线读取JTAG器件标识符的方法。     

基于Lamb波结构损伤诊断的边界反射效应控制方法

提出一种基于Lamb波结构损伤诊断技术的边界反射效应控制方法。首先利用结构几何形状的对称性,合理设计STMR阵列的布置形式和信号收发策略;然后通过将对称位置获得的传感信号相减,来消除边界反射效应对损伤诊断结果的影响,从而实现边界附近损伤和缺陷的准确识别检测。仿真分析结果表明:该方法不仅可提高结构损伤诊断的精度,有效克服目前基于Lamb波的结构损伤诊断技术存在检测盲区的缺陷,而且操作简单,不需要进行复杂的数值计算,因而在实际工程应用中具有更好的发展前景。     

舱门送风/管道回风舱段间通风边界的模拟

为了验证舱门送风/管道回风舱段间通风边界模拟的可行性,研究出口边界、舱内通风和舱段间通风流量对舱内流场的影响,分析了舱门送风/管道回风舱段间通风的特点及相应的模拟边界形式,并采用数值模拟的办法比较了舱段间通风和采用模拟边界后两种状态下舱内热状态的差别.结果表明,当舱段间通风边界不在舱内通风换热主要发生区域时,舱内环境参数在舱段间通风及采用模拟边界两种状态下差别不大,同时当舱段间通风量小于7 m3/min时,改变舱段间通风流量对模拟边界准确性影响不大,这说明模拟舱门送风/管道回风舱段间通风边界可行.     

高压压气机进气压力畸变试验

为准确评估高压压气机畸变特性而进行了一系列相关试验,重点阐述了高压压气机进气压力畸变试验方法,提出了对综合畸变指数、动态和稳态畸变成分、门槛值、畸变图谱等特征参数的指标要求,以及测试方案和试验数据处理方法,并据此完成某型高压压气机进气压力畸变试验,获得总压畸变对该高压压气机性能的影响,以及相关稳定性评定数据.试验结果表明:该高压压气机非设计转速压力畸变敏感系数明显高于风扇部件,抗畸变能力弱于风扇部件;设计转速压力畸变敏感系数与风扇部件相当,表现出较强的抗畸变能力和良好的气动稳定性.     

基于冷态数值模拟的航空发动机燃烧室贫油熄火预测

在经典均匀搅拌反应器理论(Perfect Stirred Reactor)的基础上,对Lefebvre贫熄模型中的燃烧体积和燃烧空气量进行改进,建立起燃烧室冷态流场与热态贫熄性能的对应关系,进而达到从冷态流场预测热态贫熄性能的目的。采用商业软件Fluent对燃烧室的冷态速度场和燃料浓度场进行数值模拟,通过燃料的可燃边界定义出理论的可燃区体积(Vf)和进入可燃区的回流空气量(mr)两项关键参数组成燃烧负荷参数Vf.mr,并通过油量迭代逼近(Fuel Iterative Approximation)的方法达到对燃烧室贫熄边界的预测。通过与实验结果的对比表明:燃烧室的冷态流场与其热态贫熄性能是相互关联的,燃烧负荷参数与熄火油气比近似成线性关系;采用油量迭代逼近的方法对燃烧室的贫熄边界进行预测,预测精度控制在±8.4%。     

燃气轮机压气机涡量动力学理论及分析方法

阐述了压气机涡量动力学理论及分析方法,建立了压气机总性能参数与两个重要的涡量参数(边界涡量流(BVF)和周向涡量)的直接数学物理关系,研究了基于BVF和周向涡量的分析优化方法.将该方法应用于燃气轮机多级轴流压气机中进行涡量动力学分析,从涡量角度指出了改进的方向.结果表明:周向涡量能反映近壁面的高损失区,使周向涡量峰值束缚在近壁区有利于降低端区损失,在通流设计中可通过优化环量分布控制周向涡量分布,算例中基于周向涡量优化可使跨声压气机转子效率提高1.13%;边界涡量流BVF能反映旋涡的壁面根源,通过优化BVF的分布可控制涡量壁面根源,有利于抑制旋涡和流动分离,基于BVF优化可使转子效率提高1.12%.      

一种基于发动机喘振实时模型的主动稳定性控制方法

提出了涡扇发动机喘振实时模型建立方法,该模型考虑了发动机容腔的容积动力学效应,风扇、压气机的失速区特性,燃烧室的熄火特性,同时建立了发动机进口总温畸变、总压畸变及组合畸变模型;提出了一种基于压力相关度测量的发动机主动稳定性控制技术,通过测量压气机转子叶片尖端区域的压力相关度,得到相关度值穿越阈值的次数,根据穿越阈值次数与喘振裕度值固有的特性关系,得到压气机的喘振裕度,进而通过鲁棒控制方法设计了主动稳定性控制律,并进行了仿真研究,结果表明:相比于常规控制,基于压力相关度测量主动稳定性控制可以实现发动机过渡态过程中压缩系统不进喘,明显提高了发动机过渡态的动态性能.      

轴流压气机叶尖射流扩稳数值计算模型

基于体积力方法将压气机叶片对气流的作用力和做功简化为源项,对环形无叶片通道求解带源项的Navier-Stokes(N-S)方程,实现了压气机全通道流场的计算,通过在转子上游机匣施加射流建立了轴流压气机叶尖射流扩稳数值模型.模型中的源项根据叶片排进口气流参数进行变化,通过判断施加的人工扰动变化确定压气机失稳边界.采用该模型对某跨声速单级压气机在有、无射流下的性能和稳定性进行了计算分析,无射流下计算的该压气机性能和稳定边界与试验结果都能较好地一致,其中稳定边界流量仅相差0.7%;有射流下射流对压气机具有明显的扩稳效果,将计算结果与国外公开文献的结果进行了对比,验证了模型的可靠性.