非对称喷管流动分离的预测

非对称喷管是超燃冲压发动机和涡轮基组合循环(TBCC)发动机中特有的关键部件,在跨大马赫数范围工作时,往往在非设计点下会出现严重的流动分离。针对非对称喷管在过膨胀状态下的流动分离现象,通过试验验证二维数值计算(计算采用计算流体力学(CFD)方法)的正确性,利用数值计算样本点拟合得到了非对称喷管在过膨胀状态下的分离准则表达式,并进一步通过不同构型的非对称喷管分离的试验数据来验证该准则的准确性和普适性。研究结果表明,通过特定非对称喷管计算分离数据获得的分离准则与试验结果吻合得较好,在所进行的试验模型和条件下,两者之间的均方根误差为3.68%,更好地说明了该分离准则对非对称喷管内的分离预测具有较好的准确性,同时也跨出了其普适性证明的第1步。     

细长体大攻角非对称流场控制

为了研究细长体大攻角非对称流态的机理以及开发新的控制技术进行了风洞实验.实验中观察到了侧向力的双稳态状态,并且它的正负指向很容易被来流中或者模型头部的微小扰动切换.连续改变滚转角时出现了迟滞回线.模型上游的扰动棒能改变侧向力的方向,当扰动棒移走后仍然可以保持该方向.根据以上观察,在模型头部安装了微型摆振片,该摆振片可以处在不同的周向位置.当摆振片静止时,迟滞回线消失,侧向力的方向不随紊流随机切换.截面侧向力的动态测量结果表明,当摆振片低频摆振时,侧向力可以跟随节奏变动.随着频率的增加,侧向力逐渐减少.当摆振频率进一步增加时,侧向力减少到零.如果摆振时,改变摆振片的平衡位置,则侧向力可以成比例的变化.根据上述实验实施,探讨了非对称现象的机理.     

组合体大迎角侧向气动特性研究

本文通过实验和理论分析，集中研究小展弦细长翼的翼身组合体的大迎角横向气动特性。研究表明，在大迎角定常非对称涡的范围内，由于翼身组合段对后柱体的边界层分离起遮蔽作用，大大削弱了非对称头涡在后柱体上诱导的侧力。实验证实，平置式翼身组合体的侧力要比单独体的侧力大；带两对弹翼的一般翼身组合体，它的侧力主要由前体以及弹翼组成，如果前体涡在弹翼上诱导的侧力与前体的侧力同向，则该侧力要比平置式布局“-О-”的侧力大得多。     

机动飞行飞行器内具有初始弯曲和刚度不对称的转子运动模型

本文建立了位于机动飞行飞行器内且同时具有初始弯曲、不对称刚度和质量不平衡的单盘Jeffcott转子的动力学模型。当飞行器静止时,设相关参数为零后该模型与相应地面转子系统的数学模型完全相同。应用该模型可数值仿真研究飞行器运动时位于飞行器内的等转速、等加速、等减速运行转子的动态特性,研究飞行器不同飞行速度和加速度对转子动力学特性的影响,分析飞行器飞行时转子出现故障时的响应特性,从而为机动飞行器内转子的动力学分析和故障诊断提供依据。     

双重非对称转子支承系统建模分析方法研究

针对双重非对称转子支承系统的参数振动特性,较为详细地介绍了多年来国外双重非对称转子支承系统建模分析方法的进展情况。介绍了双重非对称转子支承系统的抽象概念、数学模型以及分析的问题;分别评述了国内外学者分析双重非对称转子支承系统时所采用的建模分析方法,指出解析法、传递矩阵法、1D有限元法和3D有限元法等建模分析方法的特点和存在的问题;对双重非对称转子支承系统建模分析方法的现状进行了总结并对其未来的发展方向进行了展望。     

翼身组合体大迎角前体非对称涡流动性态研究

在亚临界流动范围内,对于带有鸭翼、机翼的翼身组合体,在其头尖部带有确定扰动的条件下,研究模型大迎角下的非对称背涡结构及其气动力特性随扰动周向角的演化规律。通过对模型表面的压力分布和侧向力分布分析,结合流场显示结果,表明翼身组合体绕流中鸭翼前各截面均处于非对称二涡区,头部截面侧向力分布随头尖部滚转而呈现出双稳态特性,鸭翼和机翼上方的流动在大迎角下处于完全分离流动状态,从而使得模型上鸭翼之后的截面侧向力接近为零。     

飞机机身大迎角气动力实验研究

本文研究了机身模型在迎角０￣９０°范围内的气动特性，实验风速为２１ｍ／ｓ，相应的实验雷诺数（基于机身直径）为０．８６×１０＾５。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比，以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等５种前体以及相应的后体：所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细     

双馈风力发电机转子绕组故障的试验研究

在实际生产中,双馈风力发电机(DFIG)转子绕组状态监测能有效提高风电机组的运行可靠性。为研究DFIG转子绕组运行故障试验方案,首先介绍试验平台的基本原理、现场试验装置及搭建过程中主要问题的解决方法;然后以变换器网侧电流作为研究对象,分析故障特征信息流经变流器电力电子器件的传播规律,基于电流频谱提取转子绕组发生不平衡故障的诊断依据;最后基于获取的转子绕组三相不对称负载故障运行前后的转子绕组电流频谱图,可分析转子侧电气量故障特征频率。依据试验结果将转子变换器网侧电流频谱中的100 Hz、200 Hz和几个特征频率边频分量作为转子绕组不平衡故障的诊断依据;将3sf和(2±3s)f(s为转差率,f为基频)作为转子三相负载不对称故障的特征频率,具有一定的试验指导性和工程意义。     

基于NURBS的扩压叶栅非对称前缘设计

前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。      

攻角拉起时前体非对称涡诱导机翼摇滚运动

针对目前前体非对称涡诱导机翼摇滚研究时攻角往往处于静态而没有考虑攻角动态拉起的问题,在北航D4风洞中采用细长旋成体与30°后掠翼的组合体模型,通过不同拉起速度下的机翼摇滚运动实验,分析了攻角拉起速度对前体非对称涡诱导机翼摇滚运动的影响及影响产生的原因;随后通过在快速拉起摇滚运动过程中进行模型表面压力测量,研究了快速拉起机翼摇滚的流动机理.实验结果表明,由于机翼摇滚运动的时间随攻角拉起速度增加而减少,使得在3个不同的拉起速度分区内,摇滚运动呈现为不同的运动形态,其中第3个快速拉起分区内的摇滚运动为与攻角静态时完全不同的类正弦摇滚运动形态.与攻角静态时机翼摇滚的流动机理不同,快速拉起时这种类正弦摇滚运动主要源于前体非对称涡随攻角的演化,前体非对称涡随滚转角的涡型切换不再重要.