边界层吸气对压气机叶栅角区分离损失的控制

压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失。采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响。通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2%;在设计状态下采用吸气流量率为1%的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2%;试验测量中为9.7%。     

粗糙度对超高负荷低压涡轮边界层影响

基于IET-LPTA叶型研究了被动控制中的粗糙度对分离转捩的影响,以寻求一种优化的粗糙度布置方式来减小叶型损失。研究以CFX数值模拟为主,对数值结果进行试验验证。主要考察了不同粗糙高度及不同粗糙度布置位置对叶型损失的影响,提出了变粗糙高度的优化布置方案,并使用间歇因子、位移厚度、动量厚度、形状因子、湍流度等特征参数分析了粗糙度控制分离的机理。研究发现粗糙度对减小叶型损失,推迟开式分离泡的出现有显著作用,同时变粗糙高度结合前缘至转捩点的布置方式能够更好地抑制分离,减小叶型损失。     

高压涡轮导叶非轴对称端壁优化设计

为使高压涡轮导叶非轴对称端壁造型在减少二次流损失、提高气动性能方面更好的发挥作用,以某一级高压涡轮为研究对象,采用端壁参数化造型、三维Navier-Stokes（N-S）方程流场求解和基于人工神经网络的遗传算法相结合的优化方法对涡轮导叶进行非轴对称端壁的优化设计。优化目标为在控制涡轮导叶进口质量流量、出口马赫数及出口气流角的情况下,导叶出口总压损失系数和出口二次流动能最小化。对比分析优化前后端壁对涡轮导叶出口参数和涡轮级性能的影响。结果表明：优化后得到的非轴对称端壁有效地改善了涡轮导叶通道内的流场,抑制了通道内二次流涡系的发展,降低了导叶出口处的流动损失,涡轮导叶出口总压损失系数降低了14．85％,高压涡轮级等熵效率提高了0．456％。     

相对突扩间隙影响压力损失的研究

相对突扩间隙δ是影响短突扩扩压器与火焰筒相互匹配的重要参数，直接影响前置扩压器流场，燃烧室三股流的流量分配等。通过对相对突扩间隙影响压力损失的试验和数值模拟研究，获得了总压损失系数相对突扩间隙的变化规律：随相对突扩间隙（δ＝1.2-3.0)由小到大的变化，总压损失系数先变小，后增加，即存在最佳的相对突扩间隙，使得压力损失有最小值。     

动态燃烧过程参数测量原理与系统

为了满足动态燃烧试验对燃烧过程中燃烧放热量、温度、压力多参数动态测量的要求，研制了一套燃烧动态测试系统。首先从理论上分析了碳氢燃料燃烧时的化学反应过程与物理现象，采用光电传感技术，实现了对动态燃烧过程放热量的非接触式测量；其次运用动态理论详细研究了热电偶的动态特性，完善了用双丝频谱补偿法测量动态温度的方法；最后选择了合理的动态压力的测量方案。同时介绍了该系统的结构及工作特点、系统的动态联调结果等。试验表明了测试该系统具有所测参数多、工作性能稳定、动态响应快等特点，可广泛应用于动态与稳态燃烧试验研究或工业过程监控测量中     

一种多级轴流涡轮变工况特性的计算方法

本文详细叙述了涡轮变工况计算模型的建立过程，其中重点介绍了无因次的涡轮特性线计算方法：同时，对国内外常用的四种损失模型进行了综合比较并以最小二乘法均值拟合得到攻角模型，采用10级涡轮的启动过程对其适用性加以验证；而后又以3级涡轮和6级涡轮为例，比较了级数对涡轮变工况特性的影响；最后给出了静叶速度系数（ψ）和动叶速度系数（ψ）的变化对级组内效率、物理流量和总功率的影响。     

设备辐射发射研究

辐射干扰通过介质以电磁场形式传输，向外辐射能量的方向性，传输到该设备所在位置时，绍了辐射能量的计算方法及辐射干扰的抑制措施。辐射的能量是否会影响附近设备的性能，取决于干扰源干扰能量的损失值及该设备对此能量的敏感度。本文介绍了辐射能量的计算方法及辐射干扰的抑制措施。     

附加质量法精确标定微小角刚度

论述了以弹簧片作为微小力（＜3×9．8×10－3N）的变形元件时，如何用附加质量法在弹簧片的工作区精确标定角刚度，并给出了实验结果．     

总温畸变的有关定义

对总温畸变研究中关于温度瞬变、总温畸变指数、总温畸变生成系数、总温畸变与喘振压比损失关系等的有关定义和关系进行了介绍和论述。