主流压力梯度对气膜冷却效率影响的数值研究

分别对收缩通道、扩张通道和直通道中亚声速主流条件下的气膜冷却进行数值模拟,对比分析了不同主流压力梯度、次流吹风比条件下的主流和次流流场、温度场特征。研究结果表明:引起气膜冷却效率变化和不同发展趋势的因素可归结为主流边界层厚度、主次流自由剪切混合程度、肾形涡的强度和位置等因素。相对于零压力梯度的主流条件,在吹风比较小(M=0.25)的情况下,主流的逆压力梯度一方面增厚边界层、增强了气膜射流对主流的穿透,另一方面减小了肾形涡的强度,综合作用的结果是气膜平均冷却效率提高了4.91%。在吹风比较大(M=2)的情况下,主流的顺压力梯度扼制主流边界层的发展、抑制气膜射流的穿透能力,降低肾形涡涡核的位置,从而提高气膜冷却效率达17.40%。      

轴向间隙对高速双涡轮转子稳定性的试验

通过轴向间隙静态试验判断轴承供气压力不同时的轴向间隙,采用时间三维谱图、轴心轨迹、频谱分析等非线性振动测试及分析方法,研究了轴向间隙对高速涡轮转子稳定性的影响.结果表明:当左右两侧轴向间隙不相等时,在升速过程中会出现气膜振荡和半速涡动现象;当左右两侧轴向间隙相等时,气膜振荡和半速涡动消失,能提高轴承转子系统的稳定性.      

多射流喷射器的压电激励特性

采用数值模拟方法研究了多射流喷射器的压电激励特性,获得了喷射器的压力、流量和速度波动特性。研究结果表明:多射流喷射器内的压力脉动主要受壁面运动特性影响,压力振幅随激励频率增大而增大;而封闭腔内的压力脉动与壁面位移造成的容积变化有关,压力振幅不随激励频率变化,因此基于封闭腔假设的理论计算方法不能准确预测喷射器的压力脉动。在多射流喷射器内,入口和出口的流量振幅不相同;不同位置的压力振幅分布不均匀导致了不同喷孔的速度振幅存在差异,并对射流形态产生影响。      

高压涡轮机匣加强肋表面换热特性试验

针对高压涡轮叶尖间隙主动控制机匣的多层结构,重点分析了机匣内部加强肋和安装螺栓共同组成的基本换热单元,利用热膜法研究了加强肋表面的局部和平均传热系数,得到了不同进气状态、加强肋高度对传热系数的影响规律。研究发现:冲击靶面传热系数随着冲击雷诺数的增长而增大,但传热系数的增长速率随着冲击雷诺数的增大而缓慢降低。3排冲击射流工况中,靠近出流位置的加强肋表面平均传热系数最高。试验结果表明,加强肋表面的传热系数受到加强肋高度和冲击雷诺数耦合作用。在高雷诺数时,增加加强肋高度带来的换热强化效果更加明显。      

流通面积比对旋流杯油雾速度场的影响

设计了3种不同一二级流通面积比的旋流杯试验件,在气压自模区工况下,运用粒子图像测速仪（PIV）对其出口油雾速度场进行测量,研究了不同流通面积比对旋流杯出口油雾速度场的影响,分析了油雾速度场的结构及其速度分布的变化规律。结果表明:随着一二级流通面积比的增加,旋流杯出口油雾速度场呈现出回流区面积和回流区长度逐渐变小、回流速度逐渐变大、出口射流张角逐渐减小的趋势。此外,从径向速度沿径向分布可以看出,随着流通面积比的增加油雾速度场的抗偏斜能力具有增强的趋势。      

叶栅式反推力装置开启过程的三维非稳态数值模拟与分析

针对涵道比为8的涡扇发动机叶栅式反推力装置,计算分析了反推力装置运动部件在不同运动控制规律下的开启过程对外涵流场、风扇背压、阻流门受力等影响。结果表明:在反推力装置开启过程总时间一定时,随着阻流门开始旋转的时间点向后推移,风扇背压的脉动强度增大,而阻流门受到的气动载荷会减小,存在折中的阻流门开始旋转时间点,即移动外罩开启1/3后阻流门开始旋转;开启反推力装置总时间变化对风扇背压脉动强度和阻流门受力的影响较小;紧急停飞状态下开启反推力装置,风扇背压脉动强度最大值达到20%,超过允许值,而阻流门所受到的最大气动载荷达到4500N,相当于正常开启反推力状态下的4倍以上。      

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。      

典型阶梯篦齿高转速密封性能试验

在高转速密封试验设备上,进行了实际尺寸阶梯篦齿压比(1.05～28)、相对密封间隙(齿尖密封间隙和齿宽比)(24～40)、泄漏流雷诺数(1900～28000)及旋转速度(0～12000r/min)等对密封性能影响的试验。结果显示:篦齿流量系数随压比变大而上升,随相对密封间隙变大而降低;转速低于5000r/min时,旋转对篦齿流量系数影响不明显,高转速、小压比时,篦齿流量系数随转速的升高而降低,降幅超过301%;较小雷诺数下,篦齿流量系数随雷诺数的减小快速降低,雷诺数超过6000以后,篦齿流量系数受雷诺数的影响不明显;气流通过阶梯篦齿第一道齿的压力损失最小,通过最后一道齿的压力损失最大,通过中间各齿的压力损失相当。基于试验测试数据,修正了典型阶梯篦齿流量系数的求解关系式,修正后的关系式计算值与实测值吻合良好。      

基于占空比调节的无刷直流电机直接转矩控制

传统直接转矩控制(DTC)在每一个控制周期对电机施加一个不变的电压矢量,从而导致较大的转矩脉动,而且开关管的开关频率不固定。为减小转矩脉动同时使开关管的开关频率恒定从而提升系统的稳定性,将占空比调制技术引入到无刷直流电机(BLDCM)DTC系统当中,并研究了4种占空比生成方法对转矩脉动的抑制效果。由于引入了占空比调制技术,零电压矢量和非零电压矢量作用的时间随占空比的改变而改变,因此能够对转矩进行更精细的控制从而抑制转矩脉动。仿真和试验结果验证了所提方法的有效性。     

月球返回舱跳跃式再入弹道设计方法研究

不同于近地航天器返回地球,月球返回舱存在再入速度更高、大气和气动参数误差影响更大以及再入动力学耦合更强烈的特点。为缓解这些突出问题,降低月球返回舱所受到的冲击,对跳跃式再入弹道进行了研究,给出了跳跃式返回弹道的设计流程和算法,分析了不同再入角和航程约束下的弹道形态,并针对7 500 km航程可能出现的横向超调现象提出了3种解决方案。其中控制出口射面法引入了"预测-校正"思想,从根本上解决了自由飞行段可能出现的问题。数值仿真结果验证了弹道设计流程和算法的有效性。