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341.
组合型机匣处理提高轴流压气机稳定性的机理 总被引:1,自引:1,他引:1
用全通道非定常计算方法研究了轴向倾斜缝、自适应机匣处理及两者形成的组合型机匣处理对亚声速轴流式转子稳定工作范围的影响,结果表明:轴向倾斜缝、自适应机匣处理及组合型机匣处理取得的综合裕度改进量分别为12.86%,16.47%及22.72%,其中组合型机匣处理扩稳效果最强,自适应机匣处理次之.通过详细地分析压气机内部流场表明,组合型机匣处理削弱了叶片吸力面气流分离带来的不良影响.从喷气装置流出的高速气流抑制了叶顶间隙泄漏流从相邻叶片叶顶前缘溢出的现象,部分叶片通道受到轴向倾斜缝的作用,泄漏流线被抽吸入缝中,也能抑制前缘溢流的产生. 相似文献
342.
343.
344.
提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。 相似文献
345.
叶片前后缘的形位对叶片气动性能有着显著影响,且其分割结果也严重影响特征参数的精密计算。现有的叶片前后缘分割算法大多基于拓延算法的实现与改进,但是拓延算法本身尚不能自适应叶型截面尺寸来分割点云,而后续的改进算法在轮廓线误差控制上仍有待加强。针对叶片截面线前后缘的点云精确分割问题,参照椭圆弧叶型的造型设计特点,提出了基于拐点检测的前后缘评定算法。通过对截面线点云旋转、截取、顺时针排序以及拐点检测处理,实现了在高精度测量条件下对叶片前后缘的精确分割。最后设计了对比实验,验证了本文算法可以定性地分割叶片前后缘,并在线轮廓误差上保持了较低水平;论证了在逐点拓延椭圆拟合过程中,从凹性点即开始影响线轮廓误差。 相似文献
346.
针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速(PIV)试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明:旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。 相似文献
347.
348.
针对某型弹用发动机火药起动试验件起动试验要求,通过静态烟火试验数据确定火药起动模拟试验设备技术指标,在试验台上进行了高压冷吹和真实火药热吹起动试验,获取了两类试验下模拟转子的起动特性.试验结果表明:通过静态烟火试验和高压冷吹测得不同压力下空气流量、转速数据可以拟合出相关关系式,通过关系式能够预估燃气发生器所用火药量在热吹试验中转子可能最大转速,最后通过0.8kg真实火药热吹试验获取的最高转速与换算压力状态下的冷吹最高转速仅相差116r/min,进一步验证了试验和预估方法的有效性和准确性,可以减少或取消不同装药量火药在模拟转子上的吹转试验,减低在发动机上的试验安全风险,为在发动机上的应用奠定基础. 相似文献
349.
针对表贴式永磁电机转子在高速高温状态下转子强度计算问题,提出了考虑磁钢分块结构的转子模型。基于厚壁圆筒理论推导了转子强度计算的解析解,分别计算出碳纤维护套及磁钢的切向应力和径向应力;基于有限元法分析了多种工况下的转子强度,在高速及高温工况下转子所受应力均会增加;对比解析分析结果表明,有限元法及解析法均能准确计算碳纤维护套应力,而磁钢却受到边缘效应的影响,磁钢边缘应力增大,解析分析难以进行精准计算;基于有限元法分析护套与磁钢过盈量,优化了转子结构,提出了过盈量的最优范围。 相似文献
350.
This paper presents the design and manufacturing of a new morphing wing system carried out at the Laboratory of Applied Research in Active Controls, Avionics and AeroServoElasticity(LARCASE) at the ETS in Montréal. This first version of a morphing wing allows the deformation of its trailing edge, denote by Morphing Trailing Edge(MTE). In order to characterize the technical impact of this deformation, we compare its performance with that of a rigid aileron by testing in the LARCASE's price-Pa?doussis subsonic wind tunnel. The first set of results shows that it is possible to replace an aileron by a MTE on a wing, as an improvement was observed for the MTE aerodynamic performances with respect to the aileron aerodynamic performances.The improvement consisted in the fact that the drag coefficient was smaller, and the lift-to-drag ratio was higher for the same lift coefficient. 相似文献