某发动机转子、静子复杂曲面磨削技术研究

分析了某发动机转子、静子、转鼓等复杂曲面的结构特点、加工技术难点。利用现有通用设备，开发出多个复杂的成型磨、点式磨、曲面磨削应用程序，攻克了砂轮的自动修整及自动补偿和发动机核心机转子、静子叶尖复杂曲面以及超硬耐磨涂层复杂曲面的磨削技术等难题，满足了配套生产的需求。     

非线性磁声波和动力Alfven波的稀疏孤子解及其在低极尖区的应用

详细研究非线性磁声波和动力Ａｌｆｖｅｎ波稀疏型孤子解的性质，发现激发的电磁场在方向和形态上有明显区别，并和低极尖区Ｆｒｅｊａ卫星观测资料作比较，说明低频流密度下凹型更可能是非线性动力Ａｌｆｖｅｎ波所引起。     

丁羟贫氧复合推进剂嵌入铜丝后燃速特性的研究

通过试验测出贫氧推进剂中嵌金属絲的燃速规律与一般推进剂内嵌入金属絲的燃速规律类同,但燃速提高倍数较小,这主要是由于燃气温度较低。采用通常所用的中断设备,得不到中断药柱,采用大流量的水强迫冷却燃面,代替过去剩药自由落入水箱的常规方法,克眼了剩药在水中继续燃烧不熄火的问题,从而改进了中断燃烧的实验手段。通过试验发现金属絲露头长度与直径有一定关系,这为进一步开展理论研究提供了有价值的资料。     

前缘剖面形状对80°／60°后掠双三角翼上涡流运动影响的数值模拟研究

采用上风高分辨率格式———通量差分分裂格式离散求解三维可压非定常薄层N S方程 ,数值模拟前缘剖面形状对 80°/60°后掠双三角翼上涡流运动的影响。计算模型包括尖前缘、菱形前缘、圆形前缘等三种不同前缘形状的机翼。计算结果表明 :三种不同剖面形状的前缘可以诱导产生不同的前缘分离 ,形成的各前缘剪切层的特点也不同。尖前缘机翼的边条翼涡和外翼涡合并点最靠前 ,其次为菱形前缘和圆形前缘的机翼。在大迎角情况下 ,三种机翼上的内翼涡发生破裂。圆形前缘机翼上的内翼涡破裂点比其它两种情况下破裂点的位置较靠前。涡的合并对二次涡的结构和特点也有显著的影响。     

直升机前飞旋翼桨尖涡定常质量射流控制计算

针对直升机前飞状态开展了旋翼非定常桨尖涡的模拟,采用定常桨尖空气质量射流(TAMI)控制方式对旋翼桨尖涡进行了控制。建立了一个适用于前飞旋翼桨尖涡高精度捕捉和质量射流控制模拟的数值方法,在该方法中,采用有限体积法进行空间离散,应用5阶Roe-WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式进行流场重构及控制面对流通量计算;采用双时间方法进行时间推进,伪时间步上应用隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)格式;引入射流边界条件对质量射流进行模拟;采用运动嵌套网格方法对前飞旋翼桨尖的挥舞运动进行模拟,并对桨叶网格和背景网格进行针对性加密。基于所建立的方法对前飞状态旋翼非定常桨尖涡及其质量射流控制进行了模拟,计算结果表明:前飞状态下旋翼桨尖涡存在较大的前后差异,桨盘前侧的桨尖涡涡核强度远小于桨盘后侧;桨盘前侧旋翼桨尖涡的涡核强度很难由定常质量射流控制来减弱,而桨盘后侧的旋翼桨尖涡则可以通过定常质量射流得到有效控制。     

悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟

开槽桨尖是减弱旋翼桨尖涡强度的一种被动流动控制手段。旋翼桨尖涡由于涡量高度集中在一个很小的区域范围内,数值计算容易受到网格分布和数值耗散的影响,导致涡量耗散过快,不利于对旋翼尾迹涡开展研究。针对这一问题,文中采用重叠网格局部加密和湍流模型旋转修正等方法,获得了悬停旋翼的高分辨率桨尖涡流场。采用该方法,对比研究Caradonna-Tung旋翼基本外形和开槽桨尖外形在悬停状态下的空间旋涡流场,从涡量分布、旋涡特征速度等方面研究了开槽桨尖控制桨尖涡强度的流动机理,比较了4种不同开槽方式对控制效果的影响,以及对旋翼悬停性能的影响。结果表明,开槽桨尖能够有效减弱桨尖涡的强度,但同时会对旋翼拉力和扭矩产生一定的负面影响。     

矿用高压变频电传动试验系统陪试方案优化

以逆变器驱动加载电机串轴耦合变速齿轮箱和陪试电机为基本结构,运用运筹学最短路径问题的Floyd算法,优化配置加载电机极数及其与变速齿轮箱变速比。利用双三相电机的双功率和过载能力,扩展试验能力,减少陪试电机数量。应用直接转矩主从控制技术,实现双三相异步电机转矩和转速控制,满足试验加载需求。     

压气机转子内尖区近失速状态三维流场

在低速大尺寸压气机实验台上 ,借助于旋转四坐标探针位移机构 ,用锥形五孔探针测量了压气机近失速状态下 ,转子叶片通道后段尖区内的三维流场。测量结果表明 ,吸力面附面层径向潜移强烈 ,并出现气流分离 ,在尖区的近吸力面区域形成一个旋涡 ;压力面角区存在刮削涡 ;在叶尖槽道中部 ,吸力面角区附面层与压力面角区附面层气流掺混 ,造成高损失和高阻滞。所有这些构成了尖区的复杂流动     

高负荷风扇气动设计与数值验证

在叶尖切线速度U=480 m/s的条件下,对级压比为2.4、负荷系数为0.42的风扇进口级进行了初步的气动设计,并进行了数值验证.分析了转子尖部和静子根部的设计难点,重点考察了进口预旋分布、设计压比分布、转子叶尖激波前马赫数、静子根部进口马赫数以及静子出口气流角等参数,以及静子附面层抽气对性能的影响及其内部机制.结果表明:采用常规设计的转子能够达到0.42的负荷系数;在该负荷条件下,静子根部会出现进口超声的情况,并在根部通道中产生强烈的正激波;如果静子根部存在贯穿通道的正激波,即D因子较小,仍会发生严重的分离失速.     

具有后掠桨尖的旋翼气动特性计算方法

基于直同定常飞行状态旋翼尾迹的周期特性,给出了计算旋翼自由尾迹的方法和公式。将该方法和桨叶二阶升力线模型结合,建立了一个新的适用于后掠、尖削及其组合形状的旋翼气动特性计算的分析模型。该模型,对后掠桨尖的ＵＨ－６０Ａ旋翼在悬停时的桨叶载荷分布进行了计算,恙相应的试验结果作了对比。对于尖削奖尖,以ＵＨ－１旋翼为算例同定常将其矩形桨尖改变为尖削形状,通过矩形和尖削计算结果的对比,分析了尖削对旋翼气动特性