Application of Coolant Diffusion Equation in Numerical Simulation of Flow in Air-cooled Turbines

This article deals with time-averaged coolant diffusion equation in arbitrary, body-fitted coordinates. Schmidt number and Lewis number are used to obtain the mass diffusion coefficient. Other than the existing N-S solver, a new solver for the diffusion equation and the influences of cooling air on the thermal parameters, such as gas constant, constant-pressure specific heat, is established. Capable of simulating the flow of multi component fluid, this solver is used to simulate the flow in air-cooled two-stage turbines. The comparison of test results from the modified solver to those from the traditional N-S solver has evidenced that a marked difference present is in thermal parameters and flow field structure.     

气体质量流量现场校准装置不确定度分析评定

介绍了气体质量流量现场校准装置的基本工作原理,分析了测量不确定度的来源、各项标准不确定度的评定方法和评定过程,并对合成不确定度的评定结果进行了比较分析。     

矩形通道内气膜出流对内换热的影响规律

研究对象为矩形通道,包括2个直肋和9个气膜孔,主要研究气膜的出流比、开孔率对通道内换热的影响,温度场的测量采用了热色液晶测温技术.实验发现气膜出流对换热有强化作用,气膜孔对通道平均换热影响也与其在肋间的位置有关,其中肋后孔的影响最大.在不同的雷诺数下,开一个气膜孔时,出流比在6%~8%之间通道壁面内换热效果最好,低雷诺数下增强换热的效果显著;研究孔边的换热规律发现,在孔下游换热明显增强,从孔边到下游5倍孔直径处,强化换热比在1.1倍以上;此外还研究了开孔率对增强换热的影响规律.      

相似设计在某风扇改型设计中的应用

针对某涡扇发动机推力增大的动力需求,在充分分析原型风扇性能和流场的基础上,对原型风扇进行了改型设计.改型设计的方法采用“轴流/离心压气机通用叶片造型设计系统”,依据相似理论,在保证第2级风扇进口的相似准则和原型一致,即保证改型与原型第2级风扇在进口的换算流量和换算转速相等的前提下,来增大第1级风扇的流量和压比.经过三维流场计算和分析,结果表明:在风扇转速提高到1.011的情况下,流量提高到1.071,压比提高到1.074,效率提高到1.029,裕度比原型提高了0.8%,达到了性能指标的要求,改型设计结果比较理想.总体对风扇的性能和整机匹配性分析和评估表明:该风扇改型设计方案能够满足该涡扇发动机推力增大的需求.      

氙离子推力器束流双荷离子特性及诊断

为了对离子推力器束流中双荷离子比例进行快速评估,采用放电室经验理论模型通过实验参数获得放电室等离子体参数,根据单、双荷氙离子的不同产生过程,计算得到束流中双/单荷离子密度比.针对兰州空间技术物理研究所20cm氙离子推力器进行了实验,使用E×B探针束流诊断系统获取了束流中双/单荷离子的平均比率.结果表明:在额定工况下理论计算值为0.071与测试结果为0.077符合良好.      

基于预浸纱自动铺放缺陷的分割算法

为保证预浸纱自动铺放成型制件的性能,基于图像处理技术,根据预浸纱表面图像沿纤维方向灰度均匀的特性,提出了一种结合灰度补偿和差影分割的缺陷分割算法。利用图像灰度补偿矩阵对图像进行灰度补偿,依据图像的灰度误差服从正态分布的特点剔除图像矩阵中的极大误差点,并建立标准背景图像,以允许差值系数K作为判据进行差影分割。结果表明:该算法对气泡、异物两种典型铺放缺陷分割效果好、速度快,为实现自动铺放缺陷在线监测提供了良好的理论基础。     

氦质谱检漏在某型机翼装配中的应用

采用氦质谱检漏技术对某型机翼整体油箱检漏方法进行工程化应用研究,提前并准确定位漏源、精准排除故障,避免因传统气油密试验工序滞后带来的问题,降低返工及时间周期成本,具有明显的效益.该研究成果可推广应用于飞机其他密封部件装配检测,同时也对数字化检测技术在飞机密封装配中的应用进行了有益探索.     

真空条件下液滴闪蒸的非均温建模与分析

为深入揭示液滴在真空环境下的闪蒸机理,建立了真空闪蒸全过程、非均温的传热传质数学模型,获得了各时刻液滴温度场及半径,并能够追踪结冰阶段的相变界面位置.通过开展液滴闪蒸的实验研究,观察了相变前后液滴的形态变化,并对数值模型进行了验证.基于数学模型,研究了液滴初始半径、初始温度、真空舱压力和结冰过冷度对闪蒸过程的影响规律.结果表明:真空舱压力是影响闪蒸过程的主要因素,且会影响最终平衡温度;初始半径主要影响预冷和冻结时间,而初始温度和结冰过冷度主要只影响预冷时间.      

固体火箭发动机后效推力对导弹底阻影响的数值仿真

采用二维轴对称N-S方程与湍流模型相结合,建立了固体火箭发动机喷管尾流和弹体外流一体化仿真模型.针对给定的导弹模型,开展了不同发动机燃气流量下的流场仿真,得到了流场速度和压力分布,分析了不同燃气流量下发动机后效推力对导弹底阻的影响.结果表明:与发动机不工作时相比,加入较小的燃气流量后,导弹底部压力增大,底阻值减小.随着燃气流量的增加,底部压力先减小后增大,底阻先增大后减小.随着燃气流量的增加,后效推力与导弹底阻的合力不断增大,且动推力所占比重逐渐增加.      

航空涡扇发动机吞水性能变化

为了解某涡扇发动机吞水后性能变化,基于常规地面试车台,设计并开展某涡扇发动机吞水后性能变化试验。进行了发动机在慢车状态、节流状态、中间状态和最大状态时,吞水量为进口空气质量流量的2%、3.5%和5%的试验。试验结果表明:慢车状态,风扇内、外涵出口温度的降低程度不随吞水量的变化而变化,吞水后发动机推力最多降低约20%;最大状态,风扇内涵出口温度降低的程度随着吞水量的增加而增加,吞水后由于低压转速提高,发动机推力最多升高约15%。吞水过程中没有造成失速、喘振以及发动机主燃烧室熄火。吞水后发动机性能无恶化。