涡轮导向叶片热疲劳分析

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿命的计算结果。同时对此故障产生的原因进行进一步的分析。分析的结果与该机地面性能试验数据基本吻合,因此,此分析过程可作为热疲劳寿命计算的借鉴。      

低功率电弧加热推力器喷管温度与性能

电弧加热推力器利用直流电弧放电加热推进剂,并将加热后的推进剂通过拉瓦尔喷管高速喷出产生推力。电弧加热推力器的性能与其喷管内部复杂的传热与流动以及能量转换过程密切相关。分别以纯氩、氮、氢气以及氢/氮混合气为电弧加热推力器的推进剂,在推进剂供给流量4～270mg/s,弧电流4～12A,环境压力低于20Pa的条件下,实时检测了自然辐射冷却及推进剂再生冷却喷管的电弧加热推力器在运行过程中的喷管外表面温度、弧电压、产生的推力等参数及其变化,综合分析了喷管温度变化对推力器性能的影响。     

涡轮叶片尾缘梯形通道异形扰流柱流动换热特性实验

针对叶片尾缘梯形通道内叉排排列的圆形、椭圆形、水滴形和哑铃形扰流柱的流动换热特性进行了实验研究.研究结果表明:在相同的进口雷诺数情况下,水滴形扰流柱的通道压力损失最小,仅为圆形扰流柱的57%;圆形扰流柱和哑铃形扰流柱的换热效果差异不大,比椭圆形扰流柱的换热效果高约20%,比水滴形扰流柱的换热效果高25%左右;进口结构形式对流动换热特性的影响不是非常明显,双排小孔的挡板通道内压力较大,但是换热效果也相对较好.      

非对称激励对叶栅流场时空结构及特性的影响

基于非定常耦合流动的研究采用导叶非对称周向分布时,可以通过非对称尾流撞击效应实现比对称周向分布更好的气动性能.为了探索非对称激励下的非定常耦合流动特点,首先以单个槽道的时间非均匀射流激励形成的间歇耦合流动研究为基础,分析了时间非均匀激励对二维叶栅流场时空结构的影响.然后通过对采用非对称导叶的某低速轴流压气机的叶中截面二维流场进行1/4周的数值模拟,分析了周向非均匀分布导叶对下游转子流场时空结构的影响,最后通过实验对前面所得到的结论进行验证.认为通过周向非均匀导叶实现流场的耦合流动时,激励区的长度决定了激励效果的好坏,而缓冲区内加入离散导叶可以提升转子流场时空结构品质改善压气机性能.      

空间滚珠直线导轨阻力测试设备研制与试验研究

随着深空探测、在轨服务等空间技术的发展,直线传动机构在空间技术中的应用变得越来越广泛.滚珠直线导轨作为常用的直线传动机构,通常与滚珠丝杠等其他直线传动机构联合使用,用于承受直线传动过程中附加的力和力矩,从而达到简化滚珠丝杠受力情况、提高滚珠丝杠的运行平稳性和寿命的目的.直线导轨的阻力是反映其运行状态、进行在轨故障判断的...     

进口导流叶片对S弯进气道出口旋流的抑制研究

本文通过在Ｓ弯管道进口段安装水平导流叶片，引主流气流吹除进口分离，有效地 出口旋流和流场压力畸变，使总压恢复提高。其抑制效果与叶片的安装角、安装位置及叶片宽度等参数有关。文中还探讨了安装多块导流叶片时的旋流抑制效果。结果表明安装三块导流叶片片可进一步降低旋汉，减流场压力畸变，并可以彻底消除单涡旋流，且有总压恢复提高。     

可调叶片推力矢量转向对气动特性影响的研究

为了研究可调叶片推力转向对大攻角纵横向气动特性的影响，利用某战斗机的1∶11模型对可调叶片的偏角、长宽比及纵向位置的影响进行了风洞试验研究。试验是在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的Φ3．2m低速风洞中进行的。试验风速为60m／s，相应的Re数为2．1×106，喷流落压比为2．11，攻角范围为－4°～48°。本文给出了主要试验结果并对结果进行了简要的讨论。     

环流喷管的轴对称湍流流场计算

对火箭发动机环流喷管进行了二维数值仿真,用数值方法求解Navier－Stokes方程,数值格式为显格式时间推进格式,湍流模型选择可靠性较好的两层代数湍流模型。由于所研究的流场边界形状复杂,计算中采用了分区的方法。通过多个算例的对比,确定了使环形喷管推力效率较高的几何形状。画出了环流喷管内部的计算网格图、速度矢量图、等马赫线图、等压线图及喷管上壁面及轴线的压力分布图。     

NF-6风洞马赫数控制系统研制

NF-6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF-6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍。     

Effect of Stagnation Temperature on the Supersonic Two Dimensional Plug Nozzle Conception. Application for Air

When the stagnation temperature of a perfect gas increases, the specific heats and their ratio do not remain constant any more and start to vary with this temperature. The gas remains perfect, its state equation remains always valid, except it will name in more calori-cally imperfect gas or gas at High Temperature. The goal of this research is to trace the profiles of the supersonic plug nozzle when this stagnation temperature is taken into account, lower than the threshold of dissociation of the molecules, by using the new formula of the Prandtl Meyer function, and to have for each exit Mach number, several nozzles shapes by changing the value of this temperature. A study on the error given by the PG (perfect gas) model compared to our model at high temperature is presented. The comparison is made with the case of a calorically perfect gas aiming to give a limit of application of this model. The application is for the air.