进口总压径向畸变对扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

为进一步探讨低速条件下弯叶片在扩压叶栅中的适用条件，用数值分析的方法研究了五种径向总压畸变的进口条件对扩压叶栅中弯叶片作用的影响。结果表明：进口总压畸变的型式能够影响弯叶片在扩压叶栅中的作用，影响分别为畸变层厚度的影响和主流区总压与端壁总压之差的影响。在一定的范围内畸变层越厚或压差越大，弯叶片对吸力面角区低通流区的密流增加越明显，从而更大程度地改善了端区的通流能力和流场性能，也极大地降低了叶栅损失。     

进气畸变对发动机稳定性影响的分析模型

1引言目前,关于进气畸变对风扇/压气机性能和稳定性影响的模型有:平行压气机模型[1],级叠加模型[2],激盘模型[3],彻体力模型[4,5]和三维CFD计算等。但对于全台发动机来说,已有的计算模型都是采用平行压气机理论,而且认为压气机出口畸变完全衰减。基于这种理论,建立的发动机分析     

进口畸变条件下轴流压气机转子内流的PIV研究

用50%堵塞比的插板畸变屏模拟低速轴流压气机进口流场畸变,用PIV(粒子图像速度场仪,ParticleImageVelocimetry)技术测量均匀和畸变进气条件下压气机转子叶片通道内的流场结构。实验表明,进气畸变条件下压气机流场在转子叶片通道内不同的周向位置会产生四种不同的流动结构状态,同时,进气畸变大大增加了漩涡扰动、流动亏损和转子叶排气流分离的强度,这样必然会对压气机的性能产生很大的影响。实验也验证了经典平行压气机理论的缺陷。      

模拟光纤传输系统中LED非线性失真的几种线性化方法

本文讨论了降低模拟光纤传输系统中LED非线性失真的五种补偿方法及其性能,其中,附加失真法和准前馈法的性能较好。     

适用于直升机俯仰与滚转机动分析的广义动态尾迹模型

现有的直升机操纵响应计算方法,给出的他轴耦合响应往往与飞行实测结果符号相反,这是由于仿真模型未计入机动时的尾迹弯曲。本文建立了尾迹弯曲的模型,推导出角速率与一次谐波入流分量之间的关系,据此对旋翼的广义动态入流模型进行了增广和修正;以某机型为算例,分析了直升机俯仰或滚转运动对他轴耦合响应的影响。本增广模型为通用模型,适用于任意机型,无需依赖特定机型的经验公式,即可正确计算直升机的他轴响应。     

纳米ZnO的制备及红外发射率研究

以草酸、醋酸锌和无水乙醇为原料，采用溶胶-凝胶方法合成了干凝胶前驱体，并以其热重-差熟分析(TG—DTA)为依据，在一定温度煅烧研磨获得纳米ZnO粉体，经X射线衍射(XRD)和透射电镜(TEM)分析表明实验终产物为纤锌矿结构的纳米ZnO，平均粒径约20nm。XRD分析结果还表明纳米ZnO中存在一定的晶格畸变现象。利用IR-1红外发射率测量仪测量了纳米ZnO粉体及其经不同温度热处理后样品在8～14μm波段的平均发射率，初步探索了纳米材料作为隐身材料的应用前景。发射率测试结果表明纳米ZnO的发射率比微米ZnO的发射率大，并且随着热处理温度的增加，发射率单调下降并逐渐趋近于微米ZnO。文中结合XRD分析结果，对上述现象给出了一定的解释。     

某小型风扇内进口总压畸变引起流动损失分析

采用数值模拟方法对方波形式的进口总压畸变对风扇流场的影响进行了全三维非定常数值模拟.详细分析了畸变造成的动静叶栅流道内部流动损失的形式和原因.分析表明, 动静叶流道内的损失在畸变和非畸变区域向下游疏运的方式不同.在动叶根部和中径区域流动损失的主要形式是疏运损失和掺混损失.畸变会使多种损失相叠加.在静叶中, 畸变会在中径以下区域造成大范围的漩涡, 造成回流, 从而使损失增加.      

Bump进气道设计与试验研究

对一种先进的无隔道超音速进气道(Bump或者DSI)进行了设计方法和风洞试验研究。研究表明:Bump进气道性能优异,并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。Bump进气道是根据锥型流理论,采用乘波原理设计的。即用机身形面去截取锥形流场,在此范围内进行压缩面的设计,由于锥型波波后产生等熵压缩,在压缩面展向形成一定的压力梯度,将附面层排出进气道口外。     

机动飞行中旋翼尾迹畸变效应实验

为准确计算机动飞行时的旋翼他轴响应,气动模型应计入尾迹畸变效应。体现此效应的关键在于推出时变的尾迹弯曲参数KR。本文通过烟流实验,得出随旋翼前进比、拉力系数和机动角速率变化的KR表达式,并分析指出,国外文献采用固定KR值不足以体现机动效应。为了给理论预测提供参考,本文还测量了机动旋翼的空气动力时间历程,表明旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大;本实验中他轴响应为主响应的15%。     

Influence of SPS casing treatment on axial flow compressor subjected to radial pressure distortion

The present work is about the stall margin enhancement ability of a kind of stall precursor-suppressed (SPS) casing treatment when fan/compressor suffers from a radial total pres-sure inlet distortion. Experimental researches are conducted on a low-speed compressor with and without SPS casing treatment under radial distorted inlet flow of different levels as well as uniform inlet flow. The distorted flow fields of different levels are generated by annular distortion flow gen-erators of different heights. The characteristic curves under these conditions are measured and ana-lyzed. The results show that the radial inlet distortion could cause a stall margin loss from 2% to 30% under different distorted levels. The SPS casing treatment could remedy this stall margin loss under small distortion level and only partly make up the stall margin loss caused by distortion in large level without leading to perceptible additional efficiency loss and obvious change of charac-teristic curves. The pre-stall behavior of the compressor is investigated to reveal the mechanism of this stall margin improvement ability of the SPS casing treatment. The results do show that this casing treatment delays the occurrence of rotating stall by weakening the pressure perturbations and suppressing the nonlinear amplification of the stall precursor waves in the compression system.