预旋对阻旋栅密封泄漏特性与动力特性影响机理

应用非定常动网格技术,建立了阻旋栅密封多频椭圆涡动泄漏特性与动力特性求解模型,研究了周向含20、40个阻旋栅和40个加长型阻旋栅密封在不同预旋比下的泄漏特性与动力特性,并在实验验证数值模型准确性基础上,分析了预旋对密封进口流场,密封腔室旋流强度,周向压差及气流激振力影响,揭示了预旋对阻旋栅密封泄漏特性与动力特性影响机理...     

温度对浮环密封泄漏特性的影响

为揭示不同温度工况下浮环密封封严间隙的变化过程,采用有限单元法和CFD进行了数值计算,并结合试验研究,获得了不同封严气体温度下浮环密封的封严间隙.数值计算得到的泄漏量与试验结果的最大偏差为13.1％,最小偏差为-5.05％,偏差的标准差≤7.23％.数值计算结果与试验结果一致.揭示了不同封严气体温度下封严间隙的变化过程...     

一种新型组合密封系统的实验研究

 介绍了一种新型组合密封系统——气体螺旋槽与铁磁流体组合密封型式.在分别对这两种密封型式研究基础上,进行了组合密封实验.实验表明,这种密封型式可以达到从零速到设计转速整个范围内均具有所需要的密封能力.在高速旋转密封时,螺旋槽有效地抑制了铁磁流体的飞溅,并在铁磁流体破裂时,使其迅速恢复密封能力.所以该组合密封具有无污染、高可靠性等特点.同时指出,通过调节这两种密封型式的结构设计参数,可以满足不同的密封要求.这些性质是其它非接触式密封所做不到的.     

燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机影响实验研究

为了研究燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机工作特性的影响,搭建了气液两相旋转爆轰实验系统,以汽油/富氧空气为工质,氢气/氧气预爆轰管作为点火装置,在不同燃烧室宽度下开展了一系列实验研究,分析了爆轰波的起爆过程,以及燃烧室宽度对爆轰波传播特性与发动机推力性能的影响。实验结果表明：点火后,燃烧室内需要经过一个爆燃转爆轰过程才能形成自持传播的爆轰波;爆轰波在不同燃烧室宽度下均以双波对撞模态传播,对应的波速分布在850~1025m/s内,随着当量比增加,波速整体呈增加趋势;当燃烧室宽度减小,波速整体有所降低;不同燃烧室宽度下推力性能存在显著差异,其中燃烧室宽度在16.5mm下,发动机的推力和燃料比冲要明显低于11.5mm和9mm的;随着燃烧室宽度减小,内外壁面边界层在流场中的作用更为突出,降低了发动机推力的稳定性。     

基于预爆震管的旋转爆震波建立和传播过程研究

预爆震管已成为旋转爆震发动机的主流点火方式,为研究预爆震管点火方式下旋转爆震波的起始和传播过程,本文采用动态压力传感器、离子探针以及高速摄影等实验手段,分析了旋转爆震波的建立过程,探讨了预爆震管与燃烧室的相互作用,总结了预爆震管出口直径、初始填充压力以及排气时间对旋转爆震波建立和传播的影响。研究表明：由于衍射作用,从垂直安装预爆震管传出的爆震波,在燃烧室内迅速发生解耦,形成来两道传播速度相同、方向相反的的低速燃烧波。两道燃烧波沿燃烧室周向不断加速并对撞,对撞多次后最终发展成一道旋转爆震波。预爆震管出口直径对旋转爆震波建立时间的影响要明显大于初始填充压力的影响。增大预爆震管出口直径,可提高燃烧室内初道激波和燃烧波的强度,有利于降低DDT时间,但由于预爆震管对旋转爆震波的传播具有一定消弱作用,旋转爆震波的平均传播速度略有减小。当预爆震管处于排气阶段时,旋转爆震波仍可稳定传播,其排气过程并不影响旋转爆震波建立时间。     

考虑零件蠕变-松弛时凸缘联接系统的密封模糊可靠性

凸缘联接系统作为一种方便的可拆卸连接,这种连接结构不仅要求各连接元件在预紧和操作情况下不发生强度破坏,同时还要求满足一定的密封性能.应用蠕变-松弛理论和模糊可靠性理论,将垫片、螺栓和凸缘环作为一个整体,考虑凸缘联接系统各零件之间变形协调、力的平衡和各零件蠕变-松弛作用,提出了在预紧和操作情况下,计算凸缘联接系统载荷与变形随时间变化的新方法.在此基础上,对其密封模糊可靠性随时间的变化进行了研究.算例结果表明,提出的新方法是可行的.     

同向旋转螺旋桨对着陆构型气动影响分析

基于分区对接网格技术分别生成翼身区域和螺旋桨区域网格,并通过求解定常N-S方程模拟螺旋桨滑流影响下全机流动。通过对某螺旋桨飞机的着陆构型(机翼+短舱+螺旋桨+机身+平垂尾)进行数值模拟,结果与实验值吻合较好。模拟结果表明:螺旋桨滑流会改变机翼当地绕流迎角、影响压力分布;当螺旋桨同向旋转时,机身两侧襟翼的分离会出现在不同位置并改变升力在机翼展向的分布,进而对全机产生一个滚转力矩。     

单锚固站辅助导航星座自主定轨分析

我国"北斗"卫星导航系统在建设过程中存在地面跟踪站无法全球均匀布设的问题。针对该问题,可采用依靠少量锚固站的星座自主定轨方法解决。通过推导星地测距对卫星轨道升交点赤经的偏导数,证明了星地测距对升交点赤经的可观性,并分析得出,在经度保持不变的情况下,锚固站纬度越大,星地测距对卫星轨道升交点赤经的偏导数的模越小,星地测距对升交点赤经的修正越差。其后,对单锚固站辅助导航星座自主定轨进行了仿真实验,在经度保持不变的条件下,随着纬度的增大,星座自主定轨结果的收敛速度越来越慢。仿真结果验证了理论分析,并得出锚固站纬度是影响星地测距对卫星轨道升交点修正程度的重要因素的结论。     

旋转圆柱对翼型气动特性影响的数值模拟研究

采用数值模拟的方法研究了旋转圆柱对NACA0015翼型气动特性的影响,着重分析了前缘旋转圆柱转速比和缝隙大小对翼型升阻特性的作用规律以及不同安装位置的高速旋转圆柱结合简单襟翼偏转下的翼型气动力特性。结果表明,高速旋转的圆柱代替翼型前缘可以有效地抑制翼型背风区的流动分离,延缓边界层的发展从而改善翼型气动特性。前缘旋转圆柱理想的转速比在4附近,缝隙在2.5mm至1.5mm之间可以满足使用要求。简单襟翼结合前、后缘高速旋转圆柱情况下翼型的气动力特性可以比拟精心设计的多段翼型。旋转圆柱具有增升减阻效果显著,需要主动输入的能量极少等优点,是一种具有良好应用前景的边界层流动控制技术。     

MEMS偏航角速度传感器在旋转导弹稳定回路中的应用

在旋转导弹稳定回路中,采用MEMS偏航角速度传感器用于弹体偏航角速度的测量,偏航角速度传感器是旋转导弹控制回路的重要组成部分。提出了一种全新的MEMS偏航角速度传感器技术方案,解决了MEMS偏航角速度传感器正交耦合、力学环境适应性、波形畸变等问题,实现了旋转导弹偏航角速度信号的精确测量。