冲角变化对涡轮静叶栅流场的影响

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶原型和改型叶栅的变冲角气动特性,对两套环形叶栅在0°和±10°冲角下在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院的低速环形风洞中进行了对比实验研究。实验结果表明,冲角变化仅影响改型和原型叶栅流道前半部分的横向压力梯度,对流道后半部分的流动影响不大;与原型叶栅相比较,改型叶栅不仅降低了流动损失,而且比原型叶栅具有更好的变冲角特性。     

鼠笼式弹性支承结构参数分步优化设计方法

为进一步提高鼠笼式弹性支承结构支承刚度设计的准确性,同时最大限度地减小鼠笼受到的最大应力,在相关研究的基础上,基于参数化建模思想,并结合有限元优化技术提出分步优化设计方法.采用鼠笼式弹性支承的刚度和应力计算公式并结合加工装配条件初定1组满足设计要求的结构参数值;建立鼠笼式弹性支承的有限元优化模型,并将初定的结构参数值代入到有限元优化模型作为优化的初始迭代值,同时以鼠笼笼条的长度和厚度为优化参数,经过迭代计算得到满足工程需求的结构参数.该方法可提高设计精度,节省设计时间.最后,结合具体算例验证了优化设计方法的有效性和实用性.     

存在观测站位置误差的转发式时差无源定位

无源定位中,由于观测站安放在运动平台等原因造成的观测站位置误差会影响无源定位精度性能。另外到达时间差(简称时差)(TDOA)的转发式测量需要将不同观测站截获到的辐射源信号都转发到同一位置,如主观测站。针对这两个问题,提出了基于约束总体最小二乘(CTLS)的无源定位算法。首先将转发式时差的非线性定位方程转化为不需要中间变量的直接线性方程,再基于CTLS算法依次转化为约束优化问题和无约束优化问题,最后推导给出定位近似闭式解。仿真实验表明在观测站误差较大时,该算法与其他算法相比定位精度性能较好。     

测试三轴转台误差分析及建模

以用于测斜仪的三轴转台为研究背景,通过分析其运动规律,探讨了三轴转台不正交度误差源对三轴转台精度的影响,并用MATLAB对它进行了误差建模,仿真计算得出了系统装配不正交时三个坐标的误差率;最后,引入实际测试过程中角度传感器的测量误差,在三轴不正交的前提下又对三坐标测量误差进行了数学建模,通过仿真分析,研究探讨了角度传感器带来的误差规律,在实际应用中为测斜仪标定测试和误差补偿提供了理论依据.     

出流孔复合角对发散孔板冷却效率的影响研究

以提高发散孔板冷却效率为目标,借助于红外热像仪开展了发散冷却效率实验研究,分析了孔偏转角、孔倾斜角、吹风比等因素对发散孔板冷却效率的影响。研究结果表明:发散孔倾斜角度较小时,偏转角对冷却效率的分布无明显影响;随着倾斜角增大,偏转角减小,气膜层覆盖更均匀,冷却效果变好;倾斜角为0°时,随着偏转角减小,冷却效果反而变差;随着吹风比的增加,发散孔板冷却效率增大,当吹风比达到1.8左右时,绝热冷却效率最高。小吹风比时,偏转角对冷却效果的影响比较微弱,吹风比比较大时,偏转角对冷却效果的影响才比较显著;不论偏转角多大,倾斜角为30°时的冷却效果最佳。     

三旋流器加装外套环对燃烧性能的影响

对带有两种不同头部结构（基准型为方案1,头部加装外套环为方案2）的三旋流单头部燃烧室进行了研究,对有两种头部结构的燃烧室进行了流场和燃烧场的数值模拟,在相同的进口试验条件下,用燃气分析法和15点测温耙分别测量了两种头部的燃烧效率、出口冒烟数和出口温度场.结果表明:三旋流器的燃烧效率超过了99.7%,加装外套环后其流场、温度场分布均较基准型有所改善,回流区更加饱满,油气混合和燃油雾化效果增强,出口温度分布系数（OTDF）和出口冒烟数分别降低了36%和25%.      

端壁抽吸对跨声速转子流动特性影响研究

针对NASA的Rotor 67进行数值模拟以揭示轮毂角区边界层分离诱发机制和进一步完善角区分离控制方法。数值结果表明,角区边界层在强逆压梯度和叶片后半段较大曲率变化的双重影响下引发了分离。通过对比分析不同抽吸方案对角区流动的影响发现,在轮毂90%弦长位置处采用边界层抽吸,且相对抽吸流量为0.14%时,可完全消除轮毂角区内的回流流体和脱落涡结构,抽吸效果最佳。在保证转子压比基本不变的情况下,最大可使得转子效率提高0.29%,落后角减小4°。轮毂抽吸还抑制了叶根附近低能流体堆积效应,有助于改善叶片载荷分布和出口气流参数的分布。     

引入压力梯度的针对角区分离流动的Spalart-Allmaras模型的改进

针对Spalart-Allmaras（S-A）模型在角区分离计算中的问题,将无量纲的压力梯度引入其涡黏性输运方程的生成项,得到了改进的S-A模型.通过对两套含角区分离的低速压气机叶栅进行验证计算发现:与实验结果相比,原始S-A模型所得的分离区偏大,分离区内壁面压力偏低;而改进模型得到了与实验一致的分离区尺寸以及吸力面、压力面压力系数分布等结果.针对S-A模型涡黏性生成项和耗散项的分析表明:引入的无量纲压力梯度有效的识别了角区分离,在分离区内改变了涡黏性的生成、耗散关系,增大了涡黏性,从而缩小了计算所得分离区,同时在主流区保留了原始S-A模型的计算结果,进而带来了良好的改进效果.      

固体火箭发动机CT图像条状伪影校正

为了校正窄角扇束工业CT扫描重建的固体火箭发动机图像中的条状伪影,分析了条状伪影的产生原因.针对条状伪影是由重排和数据对齐后固体火箭发动机投影数据的非光滑连续性引起的,提出了条状伪影校正的两种算法.两种算法均以中间平移步数的投影数据为基准进行投影数据的重排,一种将重排和数据对齐过程分开处理;另一种将重排和数据对齐过程合并处理.为了验证两种条状伪影校正算法的有效性,采用窄角扇束工业CT对某型固体火箭发动机进行3种不同扫描步长的扫描和重建.结果表明重排和数据对齐过程分开处理的校正算法只有在小步长扫描的情况下重建效果较好,条状伪影较少;而重排和数据对齐过程合并处理的校正算法在3种不同的扫描步长下图像重建质量均较好,条状伪影较少.      

激波矢量控制喷管落压比影响矢量性能及分离区控制数值模拟

激波矢量控制喷管矢量角随落压比(NPR)的增大而下降的现象已被许多研究所证实.对NPR影响矢量角机理及基于多缝腔体和多缝辅助注气方法的分离区控制研究,目标是寻求大NPR条件下矢量性能提高的方法.研究表明:NPR影响矢量角的机理主要由于次流下游近壁面分离区由小NPR时的开放型变为大NPR时的封闭型,从而导致由于壁面压差力产生的矢量力减小所致.多缝辅助注气方法可以有效控制分离区在大NPR时保持开放,注气压力为环境压力时可以在不从系统额外引气的条件下提高矢量性能.