轴对称体外部流场的有旋特征线法

轴对称体的无粘，可压缩，定常，超音速流动的外部流场，在计算时，常采用流动为无旋的假设，当头部激波弯曲较大时，会产生一定的误差。本文对绕轴对称体的这类流动，用有旋特征线理论进行了数值计算。结果与实验数据的比较表明：用有旋特征线理论对绕轴对称体的流场进行计算是完全可行的。该方法的应用对轴对称体的气动力计算具有实际应用价值。     

论高校医院与全科医学

摘 要 保证高校教职工、大学生的身心健康，是高校医院义不容辞的责任。为此，应探索一条更适合高校实际情况的医疗模式。本文就高校医院应如何为师生员工提供全方位的医疗保健服务进行了初步探讨。     

离心力对于旋转叶片表面积冰影响的数值模拟研究

为了加深对旋转叶片表面积冰现象的认识,发展了一种适用于旋转表面积冰预测的数学模型,并采用该模型研究了离心力对于旋转叶片表面积冰的影响。通过对积冰控制体内的由于撞击水滴形成的薄水膜流动的质量、动量和能量守恒进行分析,发展了旋转贴体非正交曲线坐标系下的积冰模型并给出了相应的计算方法。所发展模型的动量方程中考虑了离心力对水膜流动的影响,并且在能量方程中考虑了净流出水带走的能量。采用文献中旋翼表面的积冰试验结果对所发展的模型和计算方法进行了验证,所计算得到的冰厚与试验结果吻合较好,计算得到的冰厚精度相比于LWICE软件有所提高。计算结果还表明,离心力增大会导致水膜速度在叶片展向上的分量变大,致使流出控制体的水质量增加,最终导致冰厚在驻点附近略微变小。     

进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究

为了探究燃烧室不均匀进口速度分布对燃烧性能的影响,采用试验的方法,开展了0.101MPa,700K进口条件下四种进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究,结合流场特性分析了贫油点熄火性能变化的原因,四种进口速度分布依次为:h/H=0,3/6, 4/6和5/6 (其中h为速度峰值距离通道底部的高度,H为试验通道的高度)。结果表明:整体而言,均匀进口贫油点熄火性能优于非均匀进口。当h/H=3/6时,贫油点熄火性能最差;而当h/H=5/6时,贫油点熄火性能最优。随着h/H由3/6增大到5/6时,贫油点火当量比下降7.39%,贫油熄火当量比下降18.45%。当进口速度分布为h/H=0和3/6时,钝体稳定器下游回流区基本对称;而当h/H=4/6和5/6时,钝体下游回流区不对称,且每个涡出现主副双涡心,存在流体由一个涡心向另一个涡心流动的现象。同时,当进口速度分布由h/H=3/6增大到h/H=5/6时,钝体下游回流区变长,其特征长度Lvc_A增大14.56%,Lvc_B增大50.70%。     

翼身融合体旋流对单级轴流压气机性能影响的数值研究

为探究翼身融合体(Hybrid wing body, HWB)飞机发动机进口旋流对压气机性能和稳定性的影响,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在HWB旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明,HWB旋流导致压气机增压能力和效率下降,失速点流量增加,在100%,90%和80%换算转速下,压比最大降低幅度分别为0.52%,0.42%,0.38%,峰值效率分别下降了4.93%,5.74%,6.14%,喘振流量分别增加了2.43%,5.4%,2.94%。研究发现,压气机稳定工作边界由最恶劣的进气旋流区域决定,压气机失稳是HWB旋流中的反向旋流导致转子叶尖进气攻角增大、气流在叶片前缘溢流造成的。     

倾斜圆管内空泡份额径向分布及形成机制

采用光纤探针测量方法,对倾斜圆管中气液两相流动的空泡径向分布特性进行了实验研究,并对其形成原因进行了分析.实验选用有机玻璃圆管内径为50mm,竖直倾斜角度为5°,15°和30°,液相折算速度为0.071~0.284m/s,气相折算速度的范围为0~0.05m/s.结果表明:随着倾斜角度的增加,空泡份额径向分布逐渐由"核峰"、"壁峰"分布向单一"壁峰"分布转变;通过分析气泡受到的横向升力、浮力径向分量和壁面力,发现升力、浮力、壁面力的共同作用,使气泡在圆管径向位置15mm与22mm之间处聚集,从而造成空泡份额沿径向呈"壁峰"型分布.     

基于NASTRAN节点载荷批处理的编码技术

飞机载荷主要涉及气动载荷、地面载荷、惯性载荷等,载荷的工况也是琐碎繁多,如何将不同工况、不同部件、不同类型的载荷批量化生成利用NASTRAN进行有限元分析的接口文件,是飞机强度分析输入的关键技术。通过特定的载荷编码技术并结合NASTRAN载荷定义的卡片格式,将某型飞机90种严重工况下的气动节点载荷、地面节点载荷、惯性节点载荷按照一定编码批处理地导入NASTRAN的bdf文件中,分析和计算表明该方法具有良好的载荷识别性能和准确性以及较高的载荷输入效率。     

一种翼身融合飞行器的失速特性研究

翼身融合（BWB）布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一,越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性,而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究,采用测力试验方法对其无增升装置的构型,以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究,特别是对其失速特性的分析,并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明,无增升装置的基本构型下,翼身融合飞行器可以保持低速飞行,而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明,随着迎角的增大,飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展,当外翼段完全处于分离区域时,飞机并不会马上失速,因为中心体同样具有提供升力的作用,且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚,所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿,维持其低速飞行状态,真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。     

新型浮动式收敛袋型密封自适应同心性能数值与实验研究

提出了新型浮动式收敛袋型密封结构,建立了新型收敛袋型密封数值求解模型,研究新型收敛袋型密封周向压力分布规律,分析进出口压比和偏心率对新型收敛袋型密封泄漏量及浮动同心力的影响。设计搭建了浮动式自同心密封实验台,在数值计算结果与实验测试结果相互验证的基础上,研究进出口压比和偏心率对新型浮动式收敛袋型密封泄漏量及自适应同心性能的影响。研究结果表明：在本文研究工况下,新型收敛袋型密封所产生的浮动同心力是传统迷宫密封的8.9~10.9倍。在不同进出口压比和偏心率下,传统浮动式迷宫密封均始终处于初始偏心位置,自适应同心性能较差。新型浮动式收敛袋型密封均向转子轴心方向移动,且随着进出口压比和偏心率的增大,浮动响应时间缩短,自适应同心性能增强。新型浮动式收敛袋型密封具有良好的浮动响应特性和自适应同心性能。     

带缘板摩擦阻尼片高压涡轮叶片的减振研究

利用干摩擦阻尼对构件进行减振是1种简单又有效的方法,广泛应用于航空发动机叶片上,可以有效限制叶片的振动应力水平。针对带缘板阻尼片的高压涡轮叶片,基于滞后弹簧模型,以1次谐波平衡法与动柔度法结合为基本算法,提出了1种由气动力计算激振力的方法,并对其影响参数进行研究。对该叶片进行了稳态应力响应的计算,得到使叶片振动应力最小的最优正压力,并对阻尼片质量进行了优化分析。结果表明:现有的阻尼片质量在比较合理的范围内,可以起到较好的减振效果,为提高减振效果可适当增加阻尼片质量。