旋转状态下阶梯齿风阻温升的初步分析

本文主要介绍了旋转状态下阶梯齿内部气流风阻温升的计算方法,对不同压比、不同转速下冷气流经阶梯齿后的温升特性进行了详细的计算分析,并与试验结果进行了对比分析.研究结果表明:篦齿泄漏流的温升主要是由篦齿盘面旋转效应引起的风阻温升和气体在旋转腔道中摩擦引起的风阻温升.     

旋转总压畸变对压气机稳定性影响的二维不可压缩模型

以Moore-Greitzer模型为基础, 发展了一个预测轴流压缩系统动态失速特性及进气非均匀性影响的二维不可压缩理论模型, 并利用该模型计算分析了进气总压畸变的幅值和旋转频率对下游压气机稳定性的影响.计算结果表明:进气总压畸变的幅值和旋转频率对压缩系统的动态失速特性和稳定性都有强烈的影响, 旋转频率对旋转失速边界和喘振边界的影响类似.但是, 对应系统稳定裕度损失最大值的"危险"响应频率强烈地依赖于其旋转失速的传播频率.      

用PIV技术测量径向进气旋转盘腔内的流动

将PIV(particle image velocimetry,粒子图像测速仪)技术应用于多功能旋转换热实验台,测量了不同工作状态下径向进气旋转盘腔间的速度场.介绍了实验装置、实验方法和误差分析方法;给出了旋转盘腔间速度场的瞬时值和平均值,测量结果表明了PIV技术能够测量复杂旋转盘腔间的流场,并定量分析影响因素(旋转雷诺数和流量系数)对速度场的影响;同时,分析得出激光反光的控制和示踪粒子的均匀稳定散播是实验成功的关键因素.      

轴流压气机失速特征识别

为了能够准确识别压气机旋转失速过程中失速团的数目,将压气机旋转失速过程中脉动压力波动的相位和幅值特征绘制在极坐标中,然后根据其在极坐标图中表现出来的特征来确定失速团的数目.经过与传统方法对比说明该分析方法对于失速团数目的确定优于原有的方法,具有抗噪性和一定的精度.另外,使用该方法可以可视化周向失速分布区域,并能可视化压气机失速先兆的发生和发展.      

基于粗糙度敏感性研究的风力机专用翼型设计

对几个具有代表性的风力机常用翼型的几何特性和气动特性进行分析研究,详细探讨了各种翼型的前缘粗糙度敏感特性情况。基于一种新的翼型几何形状表征形式,以设计攻角工况下光滑条件和粗糙条件下的升阻比加权值为目标,优化设计得到了一种相对厚度为24.7%的风力机专用新翼型。对新翼型在主要工作攻角范围的升力特性、阻力特性及升阻比特性进行了研究,并详细分析了新翼型在不同工况下的气动特性情况,研究结果表明:新翼型具有低前缘粗糙度敏感性和低湍流敏感性;在设计和非设计运行工况下都具有很好的气动性能;雷诺数的升高和三维旋转效应对风轮叶片新翼型的气动特性具有促进作用。     

旋转曲面上凸台的编程和加工

采用计算机语言编制数控程序的方法,解决了曲面上凸台的加工难题,在合理利用刀具,安排最佳走刀路线,及提高数控加工效率等方面作出了有效的探索。     

连续旋转爆轰波在无内柱圆筒内的数值模拟

在对同轴圆管内的连续旋转爆轰的已有研究成果进行总结分析后,提出无内柱的连续旋转爆轰的燃烧室模型.利用结合了一步化学反应模型的圆柱坐标系下的Euler方程三维数值模拟了在这种燃烧室内爆轰波的传播行为.数值结果表明:爆轰波由初始起爆的单向传播最终自动收敛稳定到若干个典型爆轰波头的流场结构.在当前进气条件下,流量可以达到450kg/m2s,其基于反应物的比冲约为1900s.与同以H₂/Air作为燃料时同轴连续旋转爆轰发动机(RDE)燃烧室模型的2000s相比,基于反应物的比冲十分接近,但由于内部有可燃气以爆燃形式燃烧等原因,有5%的损失.      

航空发动机动力传输系统的技术发展思考

动力传输系统是航空发动机设计的重要组成部分。结合航空发动机动力传输系统技术的应用与研究,介绍了国外发动机动力传输系统的技术特点。结合中国发动机动力传输系统技术的实际,从动力传输系统的设计原理、系统组成部件和系统检测等几个方面对中国发动机动力传输系统的发展现状进行了分类描述和分析;指出了发动机动力传输系统存在的主要技术问题,同时阐述了未来航空发动机动力传输系统的技术发展方向。     

自主导航星座旋转误差的差分校正技术

基于星间观测的自主导航星座存在整体旋转不可测问题,一旦星座发生整体旋转,将导致地面用户定位结果存在偏差.针对这一问题建立了地面用户定位误差模型,运用定位原理和球坐标系变换,从数学上推导了星座整体旋转偏差和地面用户定位偏差之间的关系,在此基础上提出了基于差分原理的旋转误差校正技术,并给出了系统组成和校正算法.使用Walker 12/3/1星座的仿真表明,导航星座旋转误差将导致地面用户的大地经度出现相同角度的偏差,地面用户使用差分校正技术后可有效校正这一误差,在星座整体旋转误差小于1'（相当于赤道地区31 m的水平误差）的条件下,地面用户经差分校 正后的水平误差小于 1.5 m,高程误差小于0.003 m.