高性能叶轮机全3维叶片技术趋势展望

高性能叶轮机是驱动先进航空发动机/地面燃气轮机发展的核心技术,为明晰叶轮机技术发展问题与趋势,在相关文献调研基础上,从基元叶栅、展向积叠、端区处理、精细化设计以及全局观念等方面出发,概要分析阐述了中国叶轮机全3维叶片技术继续发展的要点与突破口,指出全面综合最大折转亚声速叶栅、允许分离超声速叶栅、弱化激波叶栅、掠弯参数化积叠、叶身/端壁融合等基础研究成果并结合伴随方法进行精细化设计的负荷最大化技术,再辅以3维空间、非定常流动、细节关联等全局观念下派生的技术是全3维叶片技术的重要发展方向.未来全3维叶片将注重全3维空间流线曲率的良好控制.     

STUDY ON FLAP SIDE-EDGE NOISE BASED ON THE FLY-OVER MEASUREMENTS WITH A PLANAR MICROPHONE ARRAY

After the significant progress that has beenachieved in engine noise reduction in the last twodecades,the airframe noise of civil transportshas now become a major concern for noise certi-fication and environmental considerations.Con-sequently,aircraft manufacturers and researchcenters have been working on airframe noisewith the objectives of developing reliable noiseprediction schemes and reducing aerodynamicnoise generation at the source in recentyears[1～ 2 ] .　　 Of all the airframe noise …     

轻型低速飞机舵面前缘曲线圆弧拟合法

在飞机舵面设计中，舵面翼型一般均选用可以在气动手册中查到的现成翼型，但舵面前缘外形一般需自行设计。本文采用双圆弧插值计算及计算机辅助设计等方法，先后建立对称翼型和不对称翼型舵面前缘的效学模型，给出光顺流畅，且便于数控加工制造的舵面前缘外形。这些方法已成功地应用在多种轻型低速飞机舵面设计中，取得了令人满意的效果。     

线结构光传感器的数学模型及其测试方法

研究了线结构光传感器的数学模型，并给出了齐次坐标系下的表达形式。根据线结构光传感器的特点，提出了一种用简单的齿形靶及一个一维工作台实现求光平面在摄像机坐标系的位置参数的高准确度的测试方法，解决了对抽象光平面的瞄准问题。通过实验验证，证实了这种测试方法的可行性。     

一种智能型色谱仪温度控制器研究

给出了一种基于仿人智能控制（ＳＨＩＣ）算法和ＰＩＤ控制算法的联合控制方案。通过使用这种控制方案，我们实现了对色谱仪四个控制对象的控制。在０℃～４００℃范围，该控制器的温度误差在±０．１℃以内。介绍了该控制器的软硬件实现     

基于单片机控制的经济型车床闭环数控系统

为了满足传统车床的数控改造的需要，本文提出了一种基于单片机控制的车床数控系统，给出了系统硬件的构成方案及软件结构组成。本系统精度高，功能强、价格低，可靠性好。     

尾缘S3面积比梯度对涡轮后机匣的影响

针对整流叶栅与支板融合设计中难以采用三维叶片造型对二次流进行控制的情况,开展对涡轮后机匣内部整流叶栅尾缘S3面积比梯度的研究。以某15级涡轮为例,通过数值模拟的方法,对比三种设计的内部流场和气动性能,验证了降低尾缘S3面积比梯度控制角区二次流的方法。结果显示:尾缘S3面积比梯度从001降低到-005时,整流叶栅总压恢复系数从0979升高到0991,5%展高处S参数从0011降低到0005,吸力面和轮毂端壁处的回流区消失,角区分离得到有效控制;尾缘S3面积比梯度从-005降低到-010时,吸力面角区流动速度增加,5%展高处S参数不再变化、堵塞程度降低、轴向密流比(AVDR)升高、总压恢复系数升高。     

大型民用飞机缝翼全尺寸静力试验载荷设计

研究了大型民用飞机前缘缝翼全尺寸静力试验载荷设计技术,以实现对缝翼结构安全性的考核和强度分析方法的验证。针对前缘缝翼尺寸小、曲率大、受载工况复杂的特点,提出了试验基准载荷筛选、试验实施载荷转换和试验加载方案优化的方法,形成了一套符合适航要求的试验载荷设计流程。基于最小安全裕度原则进行试验基准载荷的筛选,建立试验加载局部坐标系将气动分布载荷转换成试验集中载荷,为了准确模拟机翼大变形状态下缝翼的受载状态,对试验载荷进行斜加载。与理论载荷的对比分析结果表明了试验载荷设计的有效性,试验结果表明了所形成的载荷设计技术可以实现对前缘缝翼结构静强度的适航验证。     

超声速来流基元叶型前缘加工误差气动敏感性分析

为研究叶型前缘加工误差对叶栅气动性能敏感性,以NASA Rotor 67转子70%叶高截面基元级叶型为研究对象,选择Clamped型非均匀B样条曲线实现叶型前缘数学描述。采用单因素法建立叶型前缘加工误差模型,提炼出叶片弦长误差、前缘轮廓度误差、几何进气角误差三个误差模型;随后结合L9(34)正交实验及数值模拟方法研究超声速来流条件下三维直列叶栅不同前缘误差类型对叶栅气动性能的敏感性。正交实验极差分析及显著性分析均表明:前缘轮廓度误差FP是影响叶栅气动性能的主要影响因素(75%以上可能性),叶栅性能随前缘轮廓度增加呈现恶化趋势,即叶型前缘越厚,叶栅总压损失越大,扩压能力越小。进一步分析轮廓度误差对叶栅性能影响机制得出:激波损失是叶栅性能随轮廓度误差加大而恶化的重要原因。     

基于前缘缝翼微型后缘装置的多段翼型被动流动控制

以麦道航空公司的三段增升构型为研究模型,采用剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型在C-H型多块结构网格上求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了前缘缝翼微型后缘装置(MTED)在多段翼型被动流动控制中的应用。由于MTED改变了实际的缝翼缝道参数,因此首先研究了作为主要改变量的缝道宽度对该三段翼型气动性能的影响,当缝道宽度从参考构型的2.95%c增加至3.98%c时,最大总升力系数约减小4.61%。当在不同缝道宽度基本构型上增加相同MTED时,计算结果表明它对各个翼段的影响定性一致,即前缘缝翼升力增加、主翼升力减小以及后缘襟翼升力基本不变化。这些升力变化的综合作用是:MTED构型线性段总升力系数的变化不大,失速段的变化取决于缝道宽度,当缝道宽度为3.98%c时,高度为0.50%c的MTED构型的最大总升力系数约增加6.98%。