低速增压风洞压力测量系统设计与误差分析

低速增压风洞的雷诺数能够达到8.5×106,但与常规的风洞相比它的内部压力可高达0.4MPa.为此,设计了一套满足增压状态下的高精度风洞压力测量系统.系统采用耐压的PSI8400设备进行压力测量.通过模拟压力工作环境和分析测量的数据,找到压力风洞压力测量误差的主要原因是温漂、时漂、零偏置和压力效应.据此,采取了5点校准、正负校准等方法,消除了它的影响.通过与压力标准PCU比对和验证,这套压力测晕系统的精度优于0.05%.因此这套压力测量系统可以在压力风洞中进行多种高精度的测量.这套测压系统已在增压风洞的轴向静压梯度测量中得到应用,解决了压力风洞中流场校测的测量问题.     

高速齿轮的气障特性分析

利用计算流体动力学方法,建立齿轮高速旋转在周围产生的流场与压力场计算模型,对不同的齿轮工况参数进行了计算与分析。在此基础上,建立齿轮喷油润滑的二相流模型,对喷油参数与齿轮工况的匹配进行研究,并对齿轮旋转压力场的计算进行了仿真验证。结果表明,齿轮转动时会在周围形成气体压力场,对喷油射流产生阻碍作用,造成轮齿润滑与冷却失效。本文的研究成果将用于指导新一代高性能齿轮的喷油润滑设计。     

高超声速风洞试验模型底压测量方法研究

针对高超声速风洞试验模型底压测量误差较大而导致模型底阻难以精确扣除的问题,在Φ1m高超声速风洞中开展了3种底压测量方法的对比研究,即电子扫描压力测量方法、低压力差压传感器测量方法和微型绝压传感器测量方法,并在马赫数6试验条件下开展了HB-2标模和某导弹模型试验验证。试验结果表明:采用微型绝压传感器进行模型底部压力测量能避免测压管路的影响,可快速响应高超声速风洞试验模型底部压力变化情况,有效提高模型底压的测量精准度。     

含薄弱环节复合材料圆管耐撞性研究

设计并制作了3种新型的复合材料吸能圆管薄弱环节,即内倒角、花冠型和端部开缝的薄弱环节.通过准静态轴向压溃试验研究了这3种薄弱环节对复合材料圆管耐撞性的影响,并将试验结果与不含薄弱环节及含外倒角薄弱环节的试验结果进行对比,以评估这些薄弱环节的引发效能.研究表明:外倒角、内倒角、花冠型和端部开缝薄弱环节都能有效改善复合材料圆管的耐撞性能;内倒角与外倒角薄弱环节具有相同的引发效能;花冠型和端部开缝薄弱环节的引发效能均优于外倒角薄弱环节.由于端部开缝薄弱环节加工简便,故它具有更好的工程应用前景.     

风力机翼型动态测压试验技术研究

结合国家高技术研究发展计划课题“风力机先进翼型族的设计与试验研究”,针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究.采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°~+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比.结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究.     

某型发动机花键螺栓凸块压伤故障分析

就某型涡喷发动机一起花键螺栓凸块压伤故障，介绍了花键螺栓装配原理并对装配过程进行分析，梳理了花键螺栓装配到位的检查方法和时机，找到了花键螺栓凸块压伤的原因，并制定了改进措施，为类似故障的排除提供参考和借鉴。     

民用飞机增升装置载荷设计技术研究

增升装置是机翼上用来改善气流状态和增加升力的一套活动面板,可在飞机起飞、着陆和低速机动飞行时增加机翼剖面弯曲度和有效迎角,因此对提升大型民用飞机的起飞和降落等低速性能,包括进场姿态有着决定性的影响。飞机在起降中一般要求尽量减小飞行速度和缩短滑行距离,同时要达到比较大的升力系数,这就意味着增升装置此时也具有较大的偏度,作用在上面的载荷也会比较大。因此,大型民用飞机增升装置的载荷计算是其设计工作中的重中之重,在民用飞机载荷设计过程中有非常重要的意义。主要介绍了民用飞机增升装置载荷的计算原理及设计方法,给出了一套襟缝翼气动和惯性载荷的工程算法。     

叶尖单侧倒圆对扩压叶栅叶顶间隙流动的影响

提出了一种控制扩压叶栅叶顶间隙流动的方法,通过对叶尖压力面小尺度的倒圆修型,改善了扩压叶栅叶顶间隙流动状况。通过数值模拟方法研究叶尖倒圆结构对扩压叶栅性能的影响及作用机理,并探究3种不同倒圆半径(约为3%、4%、6%的叶片最大厚度)叶尖倒圆结构的流动控制效果。结果表明:叶尖倒圆能够削弱叶尖分离涡,进而影响叶尖流场不同涡系之间的相互作用,使得叶顶间隙通道附近的总压损失减少;但是叶尖倒圆半径越大,泄漏流流量越大,会加剧泄漏流与主流的掺混,使总压损失增加。因此合适的叶尖倒圆半径能够使叶栅性能得到最大程度的改善。此外,在倒圆半径为3%叶片最大厚度时,叶栅在较大的攻角范围内均获得了良好的改善损失的效果。     

高负荷扩压叶栅三维定常旋涡结构建模研究

为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律,采用经试验校核的数值方法,以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象,运用拓扑分析理论,探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为,在高负荷扩压叶栅中,对流场影响最大的涡系结构为通道涡,通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构,流道内的壁角涡由通道涡诱导形成,而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的,流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。