基于强抗噪威格纳威利分析的滚动轴承故障诊断

为了解决威格纳威利谱(Wigner-Vile spectrum, WVS)时频分析方法对受强背景噪声影响下的滚动轴承冲击性故障信号特征提取难的问题,根据滚动轴承发生故障时呈现出的循环平稳特征,将基于2阶循环统计量的循环谱密度算法(cyclic spectral density, CSD)与WVS相结合,提出基于CSD的WVS分析方法,即循环谱密度威格纳威利谱(CSDWVS)时频分析方法。经仿真及实验验证,相对传统WVS分析方法,该方法能有效提取出强背景噪声影响下的滚动轴承内圈故障特征频率为51.9 Hz及外圈故障特征频率为32.1 Hz。      

轨控喷流干扰气动-运动一体化非定常数值模拟

针对运动条件对反作用控制喷流控制气动干扰的影响,基于雷诺平均N-S方程,建立非定常气动--运动一体化方法,通过计算流体力学(CFD)/刚体动力学(RBD)耦合求解,对一种采用轨控喷流直接力控制的锥柱裙外形进行了数值模拟,研究了干扰流场结构、力和力矩与飞行器状态随时间变化特性,分析了运动非定常计算和定常计算的对比结果以及外流参数(马赫数,攻角等)变化对气动运动特性的影响。研究结果表明：轨控喷流使飞行器运动时存在强烈的非定常特性,定常计算的法向力放大系数和干扰俯仰力矩大于运动非定常计算结果。     

考虑遮蔽区影响的旋翼三维水滴撞击特性计算新方法

针对直升机旋翼三维黏性流场特有的复杂环境,建立了一种基于欧拉法的旋翼三维水滴撞击特性计算的新方法。首先,在旋翼桨叶嵌套网格的基础上,发展了一套用于预测旋翼绕流流场的计算流体力学(CFD)模拟方法。然后,为克服传统直升机旋翼二维水滴撞击特性计算方法的不足,充分考虑旋翼流场的三维效应,在嵌套网格中基于欧拉法求解旋翼三维水滴撞击流场。其中,为解决尾流等区域的密度脉冲现象所引起的稳定性和收敛性问题,提出并建立了遮蔽区扩散模型。该模型通过判断遮蔽区变量,在计算域中动态生成遮蔽区域,并随迭代步数逐渐扩散。最后,通过与NACA0012翼型及国外UH-1H桨叶的试验和计算结果的对比,验证了旋翼三维水滴撞击特性计算新方法的可靠性,并进行了温度和水滴当量直径(MVD)对旋翼三维水滴撞击特性的影响分析。结果表明:遮蔽区扩散模型的加入,使二维情况的计算时间减少了22%,并增加了三维情况的计算稳定性,显著提高了旋翼三维水滴撞击特性的计算效率;沿着旋翼桨叶展向位置增大的方向,旋翼桨叶剖面水滴撞击范围有所增大,最大水滴局部收集系数呈先增加后减少再增加的变化趋势,其变化幅度接近50%;旋翼桨叶表面的水滴撞击区域和水滴局部收集系数随水滴当量直径的增加而增加。     

跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究

新一代先进飞行器的发展,对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道,作为马赫数精确控制系统,可降低试验流场马赫数波动量,提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道,研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先,利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能;其次,通过风洞试验,设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明:加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好,并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。     

三维离散矢量场中的涡核识别

基于临界点理论，使用特征矢量方法在三维离散矢量场中进行了涡核寻找的研究。该方法能够快速准确地找到三维矢量场中的涡核，为CFD工作提供了一个有效的数值分析工具，搜寻结果与其它方法（如流线法等）进行了比较。     

CFD软件-PHOENICS及在燃气涡轮流场计算中的应用

了解不同CFD软件,是选好CFD软件、并经济地解决问题的关键.本文从离散方法、求解过程、湍流模型、两相流处理、结果输出等方面对Phoenics软件作一解读,并给出某燃气轮机内气固两相流动的流场计算和颗粒轨迹计算实例,以Eulerian-Lagrangian方法的成功应用,验证了Phoenics软件较强的适用性.     

复杂积冰翼型气动性能分析

为了克服复杂外形难以划分结构化网格的问题, 采用结构/非结构混合多块网格对复杂积冰翼型的气动性能-进行了分析计算.在靠近积冰边界的内层采用了非结构网格, 在非结构网格外采用结构化网格以节省存储空间和计算时间.不同类型网格之间采用了点点对接的方式以简化通量重构的处理方式.整个流动区域采用SST湍流模型, 求解了雷诺平均N-S方程.数值计算结果表明结构/非结构混合多块网格在复杂积冰翼型气动性能计算上的可行性, 积冰对翼型的气动性能造成了严重的影响.      

Numerical study of a 3.5-stage axial compressor at on-and off-design conditions

Numerical investigation is conducted on a 3.5-stage axial compressor,on which numerous experimental projects were carried out at the Institute during the last years and an experimental database was established.In the current study five on-and off-design operating points are simulated using a RANS solver and the results are compared with the measurement.The result shows that the compressor performance can be qualitatively predicted by the mixing-plane method.Better agreement is obtained for the on-design operating point.However,as the flow unsteadiness is insufficiently considered,the numerical method produces end-wall low-speed flow layers accumulated with the flow passing through the passage,which is in no good agreement with the experimental data.In the numerical simulation the rotor rows receive less work and this difference from the measurement increases with the rotational speed.In contrast,the stator rows increase the pressure more efficiently than the measurement.In the simulation the flow in the last stator row tends more to separate on the pressure side of the blade.For the operating points close to the surge line,the predicted separation is more intense than the experimental observation.But for the operating points close to the choke,the separation is suppressed.      

一种新的响应面模型及其在轴流压气机叶型气动优化中的应用

 提出了一种轴流压气机二维叶型的参数化定义方法,该方法使用轴流压气机叶型定义中的常用参数,几何意义明确、不容易产生非合理叶型,利用若干例子说明了该方法在重现轴流压气机二维叶型时的逼近精度。给出了一种新的响应面构造模型,该模型首先认为每个样本其临域内的目标分布函数为正态分布,然后用所有样本的分布函数的线性组合构成整个设计变量空间中的响应面。建立了以该响应面模型为基础的轴流压气机叶型的气动数值优化平台,利用该平台完成了2个轴流压气机二维叶型的气动数值优化。     

冲压发动机转级流场数值仿真研究

冲压发动机需要利用助推发动机加速到接力马赫数,然后动力系统进行转级,实现冲压发动机接力工作。为了提高空间利用率,目前的冲压发动机多采用整体式设计方案,要求在冲压发动机设计时必须考虑助推发动机退出冲压发动机燃烧室的分离过程对发动机转级的影响。采用CFD技术对冲压发动机转级的分离过程进行了数值仿真计算,显示分离过程对冲压发动机的转级有很大影响。