压气机叶栅内不同高度端壁翼刀的实验

通过采用五孔探针在低速平面风洞上测量压气机叶栅流场的方法,研究了不同高度和周向位置的端壁翼刀对叶栅能量损失及二次流速度矢量的影响.结果表明,使叶栅总损失降低的最佳周向安装位置是距离吸力面70%相对节距处,最佳翼刀高度为5 mm;存在使叶栅总损失降低的极限翼刀高度.当翼刀高度增加时,翼刀涡更加清晰.安装翼刀可以改变叶栅端壁损失的分布,进而控制吸力面/端壁角区的流动,改善叶栅的气动性能.      

非轴对称端壁下高负荷压气机叶栅二次流动分析

探讨了高负荷压气机叶栅中应用非轴对称端壁的有效性.首先利用NUMECA/Design3D优化软件包来完成了对端壁的优化,然后推导并建立了高负荷压气机叶栅出口含全部掺混损失的二次流损失的计算方法,最后在设计攻角和非设计攻角下对轴对称端壁和非轴对称端壁结构的高负荷压气机叶栅内部及出口流场进行了详细的分析.分析结果表明:在设计攻角和非设计攻角下采用非轴对称端壁均能改变端壁附近载荷分布、降低叶片通道的二次流动损失;在设计攻角下使叶栅周向质量平均总压损失减少约为9.4%,在非设计攻角(±3°)下分别减损7.7%和11.8%;当非轴对称端壁幅值为4%叶高时,二次流动损失最小.      

无盲区数字信道化频谱检测方法

传统数字信道化模型存在信道间盲区和混叠,难以满足现代非合作接收机中全概率检测的任务要求,本文提出一种通带重叠的数字信道化高效模型,在频域对各通道输出信号进行了无缝“拼接”,解决了跨信道信号的全概率检测问题。本文对提出的算法进行了原理仿真,利用测试数据对定点化后的算法性能验证,测试结果表明高效算法模型可以应用于非合作宽带信号无盲区、全概率检测的场合。     

交叉口汇聚航班的航线选择方法

建立了以总延误时间最小为目标的交叉口汇聚航班航线选择问题模型,为到达交叉口的每个航班从固定航线或临时航线中选择合理的一条航线飞行,并且设计了相应的启发式算法计算模型的全局最优解。最后设计了3种场景对航图中嘉峪关到雅布赖航线段航班数据进行算例仿真。仿真结果表明,本文模型和算法可解出多个航班最优的航线选择方案,并且产生的总延误时间最小,证明了本文方法的有效性。     

基于DOE的某异型喷管结构优化减重研究

针对某异型喷管结构特点,采用实验设计(Design of experiment,DOE)中的全因子实验设计方法,建立优化数据模型,经过仿真计算和规律分析,最后使用多目标优化方法优化异型喷管结构参数,使其最大应力、最大变形及质量都取得合适值。此项研究选取异型喷管的三个主要构成因子——加强环高度、加强环厚度和喷管壁厚,经过分析这三个因子分别对该异型喷管的质量、最大应力和最大变形等响应目标的影响规律,从而得出传递函数,最终利用响应优化器求出最优解因子组合。该项研究得出：在保证强度使用要求的情况下,异型喷管的质量同比减轻24.45%。     

大型双曲冷却塔表面脉动风压随机特性——风压极值探讨

针对风压信号呈现的非高斯特性和传统极限估计方法的局限,首次提出基于保证率和相关性的极值估计方法--全概率迭代法进行冷却塔表面脉动风荷载极值分析,并和传统的峰值因子法及改进的Sadek-Simiu法计算结果进行对比验证.结果表明:全概率迭代法避开了对随机过程的高斯分布假定,相比传统的极值估计方法其结果更加真实可靠;表达风压极值中脉动分量的峰值因子数值沿着环向和子午向变化显著,如取为同一数值则偏于危险或过于保守;采用全概率迭代法得到的表面风压系数极值分布曲线与规范取值相比,迎风面和负压峰值区域极值偏小,背风区域极值偏大,且最小值对应角度相差约10°.     

腹下后置大偏距S弯进气道气动特性试验研究

对一种腹下后置大偏距S弯进气道进行高速风洞试验研究,得到了该进气道的工作特性:(1)随着流量系数的增加,进气道出口总压恢复系数略有下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;当流量系数较大或较小时,进气道出口气流总压脉动均存在局部峰值。(2)在试验研究范围内,来流马赫数和侧滑角的变化对进气道性能影响不大;随着迎角的增大,总压恢复系数有所上升,畸变指数有所下降。(3)进/发匹配点处,进气道出口气流总压脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

旋转总压畸变对压气机稳定性影响的二维不可压缩模型

以Moore-Greitzer模型为基础, 发展了一个预测轴流压缩系统动态失速特性及进气非均匀性影响的二维不可压缩理论模型, 并利用该模型计算分析了进气总压畸变的幅值和旋转频率对下游压气机稳定性的影响.计算结果表明:进气总压畸变的幅值和旋转频率对压缩系统的动态失速特性和稳定性都有强烈的影响, 旋转频率对旋转失速边界和喘振边界的影响类似.但是, 对应系统稳定裕度损失最大值的"危险"响应频率强烈地依赖于其旋转失速的传播频率.      

均匀磁场中高超声速弱电离气体流动数值模拟

采用7组元化学模型并应用组分公式计算电导率,通过求解黏性MHD(magneto-hydro-dy-namics)方程组,研究了不同强度均匀磁场对三维钝头体高超声速绕流化学非平衡流动的影响.结果表明,随着磁场的增强,激波脱体距离逐渐增加;总阻力系数和壁面温度逐渐减小.在B_y=0.03 T磁场作用下,与无磁场的结果相比,化学非平衡流中的激波脱体距离增加约7%,总阻力系数减小约5%,局部壁面温度最大降低74%;而冻结流中的激波脱体距离增加约43%,总阻力系数减小约6.9%,局部壁面温度最大降低18%.      

氢/空气超声速燃烧研究

Ｈ２／Ａｉｒ在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在２０００Ｋ左右,滞止压力１～１．４ＭＰａ,总流量２ｋｇ／ｓ,燃烧室进口马赫数２．５,可以模拟飞行Ｍ数为７的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序ＳＳＣ－１可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较,发现较好的一致。实验结果表明,利用垂直喷射,燃烧效率可以超过８０％,同时不引起严重的总压损失。由燃烧室壁面静压分布与燃烧效率的分析发现,燃烧室燃料注射位置应避免过于集中,宜分散按规律分布,使燃烧室静压分布尽量平直以获得高燃烧效率。