航空航天用高频高压正弦压力发生器的设计仿真

研制高频高压正弦压力发生器,测试航空航天用压力传感器在高频高压工况下的动态性能是确保发动机优化测试和控制系统有效的关键。为解决现有平面扫掠型正弦压力发生器存在频率和压力受限的问题,提出了一种径向活塞式正弦压力发生器的原理及结构设计,并进一步基于任意拉格朗日欧拉法进行数值仿真,计算其正弦信号在不同压力和不同工作频率下的动静幅值比与失真度,以及优化压力传感器的安装位置。结果表明:设计的径向活塞式正弦压力发生器应确保0.2～8.0 MPa的工作压力和200～10 000 Hz的正弦压力工作频率,正弦压力动静幅值比优于20%,可应用于航空发动机、汽轮机等领域的动态测试。     

跨声速风洞模型主动减振系统试验研究

为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题,研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性,采用主动控制方法,以天平信号作为输入,采用速度负反馈,使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明,主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示,法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%,风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证,显示出良好的减振性能和模型适应性。     

超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验

为了实现绿色航空节能减排的目标,层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言,超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力,提升气动性能,减少燃油消耗和污染物排放。首先,基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统,实现超临界自然层流翼型设计;经过合理的翼型配置,形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明,超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后,以比例为1：10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验,使用温度敏感材料涂层（TSP）技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后,通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果,探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律,总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外,该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。     

过冷大水滴条件下结冰相似准则

虑到中国现有结冰风洞在过冷大水滴(SLD)结冰条件模拟能力方面的局限,发展SLD结冰风洞及其相应的缩比方法迫在眉睫。研究了大水滴运动机理,并依据绕流流场相似、水滴运动和撞击特性相似、结冰过程热力学特性相似原理,提炼出SLD结冰条件下的6种相似缩比准则,利用结冰数值模拟软件FENSAP-ICE对所提相似缩比准则进行筛选与比较,从而基于结冰相似百分比量化判断准则找出给定条件下的最优准则法。结果表明:考虑SLD运动特性的撞击参数与ONERA法相耦合的方法以及撞击参数与Ruff法相耦合的方法的计算结果与实际成冰构型吻合良好;此外,撞击参数与ONERA法相耦合的方法在计算直径为171 μm的SLD时优于其他。      

盘式对转永磁风力发电机设计与分析

针对现有风力发电系统普遍存在的工作风速范围较窄、风能利用率较低等问题,设计了一种盘式双转子对转永磁风力发电机,双转子对转运行。在介绍该电机的结构与运行原理的基础上,推导了电机功率尺寸方程,给出了该电机的初步设计方法。利用有限元软件对电机进行了三维建模和动态仿真分析,得到其磁路特点和电磁性能,验证了所提设计方法的有效性。     

节能高效数字化兆瓦级风电变流器试验系统

针对现有风电变流器试验系统能量损耗高、试验效率低的问题,提出了一种基于环形功率回馈的试验方法。重点阐述了试验系统的基本原理与结构,并搭建了变流器试验软硬件平台,实现了对变流器各特性参数的自动测试要求。对兆瓦级风电变流器进行了相应的试验,试验结果表明:该系统试验效率优,而且系统操作方便,安全可靠,可实现变流器试验系统的高效节能与数字化。     

直驱风电场并网对系统静态电压稳定性的影响

风电场的大规模接入会对电网静态电压稳定性造成不容忽视的影响。以含直驱风电机组的扩展单机无穷大系统为例,通过2种静态潮流计算方法对含直驱风机的系统等值模型进行分析,推导风电接入后系统并网点母线电压的解析式。在BPA中分别建立含直驱风电机组的扩展单机无穷大系统以及实际电网系统的仿真模型,对比理论计算结果与仿真试验结果。分析并网点母线电压在不同控制方式下,风电渗透率、风机并网位置、负荷接入比例和负荷接入位置等因素对系统静态电压稳定性的影响。     

Experimental investigation on aero-heating of rudder shaft within laminar/turbulent hypersonic boundary layers

The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the rudder shaft is of great significance for designing the thermal protection system of the hypersonic vehicle. In the wind tunnel test of the aero-heating effect, we find that with the increase of the angle of attack of the lifting body model, the increasement of the heat flux of the rudder shaft is larger under laminar flow conditions than that under turbulent flow conditions. To understand this, we design a wind tunnel experiment to study the effect of laminar/turbulent hypersonic boundary layers on the heat flux of the rudder shaft under the same wind tunnel freestream conditions. The experiment is carried out in the ?2 m shock tunnel(FD-14 A) affiliated to the China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC). The laminar boundary layer on the model is triggered to a turbulent one by using vortex generators, which are 2 mm-high diamonds. The aero-heating of the rudder shaft(with the rudder) and the protuberance(without the rudder) are studied in both hypersonic laminar and turbulent boundary layers under the same freestream condition. The nominal Mach numbers are 10 and 12, and the unit Reynolds numbers are2.4 × 10~6 m~(-1) and 2.1 × 10~6 m-1. The angle of attack of the model is 20°, and the deflection angle of the rudder and the protuberance is 10°. The heat flux on the model surface is measured by thin film heat flux sensors, and the heat flux distribution along the center line of the lifting body model suggests that forced transition is achieved in the upstream of the rudder. The test results of the rudder shaft and the protuberance show that the heat flux of the rudder shaft is lower in the turbulent flow than that in the laminar flow, but the heat flux of the protuberance is the other way around,i.e., lower in the laminar flow than in the turbulent flow. The wind tunnel test results is also validated by numerical simulations. Our analysis suggests that this phenomenon is due to the difference of boundary layer velocities caused by different thickness of boundary layer between laminar and turbulent flows, as well as the restricted flow within the rudder gap. When the turbulent boundary layer is more than three times thicker than that of the laminar boundary layer, the heat flux of the rudder shaft under the laminar flow condition is higher than that under the turbulent flow condition. Discovery of this phenomenon has great importance for guiding the design of the thermal protection system for the rudder shaft of hypersonic vehicles.     

结冰云雾参数对冰与固壁间剪切强度影响的初步研究

基于结冰风洞实验段,建立了冰与固壁间黏附界面剪切强度测量实验装置,获得了合理的剪切强度范围。在0.3 m×0.2 m结冰风洞实验段内开展了冰与固壁间黏附界面剪切强度的测量实验。掌握了结冰环境温度、平均水滴直径等结冰云雾参数对冰与固壁间黏附剪切强度的影响规律。研究表明:结冰环境温度为-15~-10 ℃间出现了剪切强度极大值。来流速度越大,水滴的惯性力越大,水滴间的间隙越容易被填充,冰与固壁间剪切强度也就越大。平均水滴直径(MVD)为35 μm附近出现了剪切强度极小值,水滴直径越小,水滴之间的间隙就越小,结冰就越致密。水滴直径越大,水滴越容易发生平铺,水滴之间的间隙就容易被填充,反而造成剪切强度增大。      

基于振动台的TA11钛合金超高频疲劳实验和验证

提出一种利用电动振动台开展材料超高频疲劳实验的方法。采用TA11钛合金板材,在有限元计算的基础上设计出超高频疲劳试样,测试过程中的实际加载频率达到1756 Hz,同时在相同的应力水平下对该超高频试样和标准试样开展振动疲劳测试,对测试结果数据的一致性进行统计检验。结果表明:在相同应力条件下,本研究提出的超高频疲劳试样和标准振动疲劳的实验结果吻合较好。将本研究结果与同种材料的轴向高周疲劳和旋弯疲劳测试结果进行对比,一致性同样良好。