共轴式双旋翼悬停诱导速度场的PIV实验研究

采用粒子图像测速（PIV）技术对悬停状态下共轴式双旋翼和单旋翼的流场特性进行了水洞实验测量,得到流场矢量图和涡量云图数据。通过对所得数据进行处理和深入分析,得出了悬停状态下共轴双旋翼流场特性的一系列有价值的结论,如：共轴式双旋翼产生的轴向诱导速度大于单独靠下旋翼产生的轴向诱导速度,但小于其两倍;沿旋翼轴向下,轴向诱导速度逐渐增大。径向诱导速度在桨尖区域表现为快速向内收缩,上旋翼收缩速度比下旋翼快,收缩范围大;对于单双旋翼,周向诱导速度都存在一个方向转向的半径位置,在其内和该旋翼转向相同,在其外则相反,对于理论研究和工程设计有重要的参考作用。     

多级轴流压气机转子通道流场的PIV测量

在四级低速大尺寸轴流压气机实验台上,基于粒子图像测速仪(particle image velocimetry,简称PIV)系统,发展了适用于多级叶轮机械转子内部全通道流场测量的PIV技术.自行研制了光学潜望镜和锁相触发装置,并在第3级转子的外机匣处开设了测量窗口.在设计工作点,对第3级压气机转子叶片全通道的流场进行了详细测量,获得了8个不同叶高截面处的二维速度矢量场.实验结果与三维定常Navier-Stokes(N-S)方程计算结果的对比分析表明:PIV测量结果合理地反映了转子通道内部的流场结构,第3级转子叶尖部分存在尺寸大、影响区域广的叶尖泄漏涡,泄漏涡控制了叶尖区域的流场,而气流在通道其余部分的流动状态较好,不存在明显的低速区.      

内燃波转子技术对燃气涡轮发动机性能影响

为研究内燃波转子技术提高燃气涡轮发动机性能变化规律,建立内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环分析模型,开展内燃波转子通道出口气流马赫数、压气机压比等参数变化对燃气涡轮发动机性能的影响研究,探讨了内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环状态参数变化规律.研究结果表明:当压气机压比等于3.6时,发动机比推力和热循环总效率最大提高23.709%,耗油率最大减少19.165%;当通道出口气流马赫数等于0.6时,发动机比推力最大增幅达23.736%,此时压气机压比为4.4、发动机热循环总效率32.216%和耗油率减少24.366%,熵增减少7.864%,验证了内燃波转子技术能够提高燃气涡轮发动机总体性能.研究结果为深入开展内燃波转子燃气涡轮发动机基础理论和关键技术研究奠定基础.      

直升机旋翼双线摆式吸振器的关键技术

导读:对直升机的振动水平控制方法进行了综述,着重讨论了旋翼双线摆式动力吸振器的应用情况.对双线摆式吸振器的基本原理进行了介绍,并对设计中的几个关键问题进行了分析.阐述了该类吸振器在直升机型号设计中的应用潜力和待解决的关键问题.     

压气机和涡轮转子三维温度场计算研究

为了对压气机盘和涡轮盘低循环疲劳寿命分析提供温度场数据,采用ANSYS计算软件的热分析模块对某型航空发动机高压压气机转子瞬态温度场和低压涡轮转子三维稳态温度场进行计算研究。重点分析旋转盘腔、旋转轴系、封严篦齿、榫头装配间隙等部位的换热规律;计算结果与相关文献进行对比,验证转子温度场计算方法的可行性。计算结果表明：从慢车到最大状态过程中,高压压气机盘最大径向温差先增加后减小直至稳定,中心孔附近较厚区域温度梯度最大;低压涡轮盘中下部沿轴向盘面温差很小,整个轮盘高温区域集中在轮盘盘缘。     

小型航空发动机转子连接刚性分析与验证

某小型航空发动机在原理样机阶段存在整机振动大的现象,发动机试验时机匣上的最大振动监测值达179mm/s,严重影响发动机试验安全。通过对发动机的转子动力学设计和试验研究,找出转子连接刚性差是造成发动机振动大的关键原因。在验证机阶段设计中,对转子连接刚性进行了针对性改进。改进后的试验表明,发动机振动得到明显改善,最大振动监测值为33 mm/s,确保了发动机试验安全。     

舰用燃气轮机压气机转子动力特性研究

建立某型舰用燃气轮机压气机转子的有限元模型,对转子的动力学特性进行研究。计算了转子的固有频率和振型,求解了转子的临界转速和不平衡响应,并就转子前支承刚度变化对转子临界转速和不平衡响应的影响进行了分析。结果表明:转子为一刚性转子,其振动行为主要受转子一阶模态影响;转子的一阶临界转速为12 825 r/min;转子不平衡响应对第4级附近存在的不平衡量最敏感;转子前支承刚度增大对转子临界转速影响不大,但对转子不平衡响应有一定影响。本文结果可为燃气轮机的可靠运行及转子的进一步优化设计提供依据。     

压气机转子叶片所受激励的相关性

为了分析复杂流场对叶片的作用,研究了压气机内三种非定常气动激振形式:上游叶片排尾迹、进气畸变和旋转失速的相关性.通过在单级低速轴流压气机试验台上获得的数据,采用自相关和互相关方法,研究三种激励的特性,分析激振信号的相关性机理.结果表明:多次自相关可以清晰地显示出信号的特征频率,有效地抑制干扰噪声;激励信号之间具有很强的...     

纵列式双旋翼悬停状态气动干扰特性参数影响分析

建立了一个纵列式直升机双旋翼气动干扰特性分析的自由尾迹迭代方法。在该方法中,考虑了双旋翼以及旋翼与尾迹之间的相互干扰影响,将旋翼尾迹模型、桨叶气动力模型以及旋翼配平模型进行耦合求解。同时给出了一个适合于双旋翼干扰计算特点的配平方法。计算了悬停时干扰状态下的双旋翼诱导速度分布以及旋翼性能,并与试验数据进行对比,验证了方法的有效性。应用上述方法,对比分析了纵列式双旋翼与单旋翼的性能,结果表明:悬停时纵列式前、后旋翼的性能都比单旋翼时的要差。文中进一步系统地分析了悬停状态双旋翼纵向间距和轴向间距对气动干扰特性的影响,结果显示:当纵向间距为1.3R时,纵列式双旋翼相比两单独旋翼需要额外的附加功率为8.5%,且随纵向间距的增大,附加功率减小并出现负值,当纵向间距为1.85R时,附加功率最小。     

倾转四旋翼UAV过渡状态下旋翼/机身气动干扰数值分析

通过数值模拟的方法对十字构型倾转四旋翼UAV在倾转过渡状态下前旋翼/机身/后旋翼间的气动干扰进行了计算与分析。分别建立了孤立前旋翼、前后旋翼、前旋翼-机身、前后旋翼-机身组合时的计算模型。在不同旋翼倾转角下,研究了以上组合模型对前旋翼、后旋翼以及机身的气动力和力矩的影响并分析了相互间的气动干扰情况,得出了前旋翼是整机气动干扰影响的主导因素,揭示了旋翼/机身间气动干扰形成的原因,为该构型旋翼布置与控制系统的设计提供参考。