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871.
风扇/压气机叶型厚度对颤振特性的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
采用计算流体力学与结构动力学相结合的方法,数值模拟了三维振荡叶栅非定常黏性流场;通过对叶片表面非定常气动力及其所做非定常气动功的计算分析,采用能量法对叶片颤振与否进行预估判断。针对三维直叶片和风扇转子叶片,通过调整叶片的相对厚度,研究了叶片厚度变化对风扇/压气机颤振特性的影响。此外,通过对振荡叶栅非定常流场结构的研究,发现了叶片吸力面气流分离与叶片振动之间的耦合关系。本文的研究在风扇/压气机设计中,可用于评估最大相对厚度等叶型结构设计参数对气弹稳定性的影响,对叶轮机颤振机理研究具有一定的参考意义。 相似文献
872.
沟槽表面边界层湍动能分布规律 总被引:2,自引:1,他引:1
通过对不同风速下不同尺寸V型沟槽表面及光洁平板表面边界层内湍动能的测试,对比分析了沟槽表面边界层湍动能的分布规律。试验在一小型专用风洞中开展,流场测试中使用恒温式IFA300智能型流动分析仪,测试模型则采用有机玻璃材质的矩形平板结构;而在沟槽表面理论零点及壁面摩擦速度的计算中,采用基于湍流边界层Spalding壁面律公式同时计算壁面理论零点和壁面摩擦速度的改进方法。最终研究结果表明,沟槽结构主要影响边界层流场的近壁区,沟槽的存在提高了边界层中黏性底层内湍流脉动所具有的动能,有效降低了边界层中过渡区内的湍动能,最大相对降幅超过10%,较好地验证了基于“二次涡”的沟槽表面减阻理论。 相似文献
873.
基于CFD技术的叶片颤振分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用CFD技术,引入等叶片间相位角假设,运用非耦合的能量法,研究了典型叶轮机叶片的颤振特性。采用有限体积法求解NS方程,运用SST湍流模型,通过恒定叶间相位角简化叶轮机流场,计算了NASARotor67和STCF4(the Fourth Standard Configuration)的振动叶片的流场特性。计算表明:转子67采用碳钢材料时,在效率峰值的工况下,叶片不会发生颤振;而STCF4在一阶弯曲振动中会出现不稳定;叶间相位角(IBPA)对振动叶片的气动弹性稳定性有明显的影响。 相似文献
874.
基于能量耗散率的低速扩压叶栅损失研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对无化学反应和热流输入的叶栅有黏不可压流模型,推导出能量耗散率的组分分解式,根据叶栅流场仿真结果进行分析简化,得到由轴向涡量、轴向阻力和剪切力组成的能量耗散率分解式。结合总压损失,分析了耗散各组分在前缘损失、叶表损失和通道损失中的主导因素:轴向涡量项反映旋涡结构,在通道损失中占主要部分,集中在通道涡和分离面附近;轴向阻力项反映扩压和叶表边界层转折造成的流动损失,在前缘损失和叶表损失中占主要部分,集中在叶栅前部的叶表边界层和主流区;剪切力项反映轴向截面速度不均匀性,在叶栅后部的叶表损失和通道损失中占主要部分,集中在叶表、端壁边界层和分离面附近。旋涡结构和耗散各组分分布特征揭示了叶栅通道中旋涡结构与能量耗散之间的分布关系,分离区并不是主要能量耗散区,高能量耗散区主要分布在叶表边界层(叶栅前部由轴向阻力项主导,后部由剪切力项中的υ(∂Vx/∂y)2项主导)、分离面附近(受剪切力项中的υ(∂Vx/∂y)2项和轴向涡量项影响)。大攻角情况下,叶栅通道损失显著增加,正攻角促使轴向涡量项的增长点提前,负攻角则使得叶表边界层的速度剪切加剧。 相似文献
875.
变厚度涡轮盘上能量与应力分布的关联分析 总被引:2,自引:1,他引:1
提出一种分段解析法,推导给定变厚度涡轮盘内外缘加热能量下涡轮盘的温度分布与应力分布,从而建立起以能量转移系数表示的涡轮盘能量分布与温度分布及应力分布之间的直接关联.该关联应用于某型航空发动机低压涡轮盘,并通过与数值模拟对比,结果显示:温度与应力的理论分析结果与数值模拟结果吻合较好,最大相对偏差分别为2%与13%;等边界热流量条件下,随着能量转移系数的增大,涡轮盘内缘温度增大,外缘温度减小,涡轮盘等效应力水平降低,最大等效应力减小.分段解析法获得的能量分布与应力分布关联的准确性与可行性得到了验证. 相似文献
876.
民用飞机为获得在高强辐射场环境中的运营许可,必须按照适航当局发布的高能电磁辐射场( HIRF )防护相关适航条款进行防护设计和适航验证。当前确定航空器内部 HIRF 环境主要通过试验方法和相似性评估法,具有工作量大、测试成本高等缺点。针对仅有 A 类显示系统的 CCAR23 部飞机首次使用数据推算方法,确定飞机内部 HIRF 环境电平,用于实现整机的 HIRF 防护适航验证;提出一套适用于 CCAR23 部飞机 HIRF防护适航验证的方法,分析该方法的关键技术及可行性。本文所提出的方法已应用于 Y12F 飞机 HIRF 防护适航验证的实际工程,有效降低了整机 HIRF 防护适航验证的复杂程度,节约了整机试验所需的测试成本,提高了试验效率,为民用航空器 HIRF 防护验证提供参考。 相似文献
877.
空间太阳能电站是指能够在轨道上将太阳能通过工程技术手段有效采集、转化并传输到地面,再转化成为电能供地面使用的系统。聚光是空间太阳能收集的途径之一,多种SSPS方案采用了聚光方式。文章介绍了聚光式SSPS的研究现状,对现有SSPS方案中的不同聚光技术方案进行了综述分析,将空间太阳能电站聚光技术划分为3个层次,总结成4种模式,详细分析了每种模式的优点与技术难点,并对聚光式空间太阳能电站的发展提出建议。 相似文献
878.
目前国内电子回旋共振(ECR)中和器的研究存在电子束流不能连续引出的问题,为此通过改进中和器天线结构及优化电子引出孔径来改善中和器的性能。试验结果表明:中和器结构改进及优化后其电子束流可以随着接触电压的升高而连续变化,同时提高了中和器的推进剂利用效率、降低了电子产生损耗。推进剂利用效率和电子产生损耗在中和器结构改进前后分别为1.278 9和194.573 W/A,1.659 8和126.3 W/A。试验还通过静电探针诊断出中和器耦合天线附近等离子体密度分布在1.72×1017~12.1×1017 m-3范围内。 相似文献
针对驱动飞机舵面的机电作动系统在轻载工况下电能浪费量大的问题,提出了多机电作动系统的驱动方案,为保证系统在最优的效率点附近工作,根据电动机效率和负载率之间的非线性关系,建立其功率调度的数学模型。改进了二进制和基本粒子群优化算法,并将2种算法互相嵌套,分别对机电作动系统组合方式和负荷分配进行交替迭代来求模型最优解,全局寻优能力强、收敛速度快;把投入工作的机电作动系统最小序号值引入适应度函数,解决了功率平衡约束,简化了运算;针对备用约束,建立系统启停优先顺序,提高了优化能力。仿真实验表明,改进的粒子群优化算法对飞机机电作动系统的功率调度有效,有助于飞机的能量优化。 相似文献
880.
为了对高能固体火箭发动机进行冲击安全性评价,进行了?480 mm×640 mm高能发动机的火箭橇冲击试验,试验结果表明,高能发动机在冲击作用下存在无反应、燃烧和爆炸3个反应级别,且明显受到推进剂损伤程度的影响,测试获得了各反应级别对应的冲击速度区间,并分析了推进剂损伤对反应剧烈程度的影响规律。建立了高能发动机冲击起爆的数值仿真模型,该模型基于计算单元压力大小作为是否起爆的判据,可用于分析冲击起爆的初始位置,计算结果与试验基本吻合,验证了仿真模型的正确性。该项研究可为高能发动机冲击安全性研究与评价提供参考。 相似文献