双S弯喷管流动特性及红外辐射特性分析

基于分区控制技术,发展了型面易控的双S弯喷管型面设计方法,用CFD数值模拟技术,对双S弯喷管的流动特性进行了数值模拟.采用信息通道界面(MPI)并行算法编写了基于离散传递法的红外辐射特性计算程序,对双S弯喷管红外辐射特性进行了计算,并与具有相同进出口面积的轴对称收缩喷管的红外辐射特性进行了对比.研究表明:双S弯喷管宽边探测面红外辐射强度低于窄边探测面红外辐射强度,最大幅度为80%;与轴对称收缩喷管相比,双S弯喷管红外辐射强度明显降低,尤其在宽边探测面的30°~40°探测方向上,比轴对称收缩喷管的红外辐射强度低大约30%.      

随活塞同步振动下纳米流体的强化传热特性

内燃机工作过程中,燃烧产生的热能一部分传给燃烧室部件,传给燃烧室部件中的热能有一半以上传给活塞,由于内燃机热负荷不断提高,必须要对活塞进行有效冷却。当活塞功率密度超过0.3kW/cm2时,必须采用冷却油腔进行冷却。为揭示纳米流体在冷却油腔内的流动和传热特性,对不同种类纳米流体在定常和振动状态下直圆管中的物性、摩擦阻力和传热特性进行了实验研究。研究发现：未施加换热腔振动时,在纯净水中添加纳米颗粒后摩擦阻力系数在层流流域内略有上升,湍流范围内几乎没有变化,但是传热效果却大大增强,最优强化在层流-湍流转捩点附近出现且随着纳米体积浓度和导热系数的增大而增大。对换热腔施加随活塞同步振动后,传热强化与振动频率成正比、与雷诺数成反比;用纳米流体代替传统流体后传热效果大大增强,同时还发现纳米流体种类对强化效果影响显著。     

样本重复使用失效响应曲线分析结构可靠度方法

用基于样本重复使用失效响应曲线逼近法,为充分利用迭代过程中的样本点,提出了样本重复使用的思想,并由此发展出一种结构可靠度的计算方法.利用可靠度指标作为收敛条件,从迭代收敛后的所有样本点中选取靠近失效界线处的样本点构造失效曲线响应函数,最后通过蒙特卡洛抽样的方法计算可靠度.多个算例表明:该响应函数避免了对传统意义上的功能函数响应面的模拟,降低了模型维数,又由于适当地 引入了带交叉项、具有曲线旋转功能的响应函数,因此能够很好地逼近失效曲线,有效地提高可靠度计算精度.      

航空发动机低压转子系统的“可容模态”设计及实验验证

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可容度评价函数,建立了低压转子系统的“可容模态”优化设计方法。设计并搭建了低压转子实验系统,从模态测试实验、阻尼器减振实验以及长时间“共振”实验,验证了设计方法的可靠性。研究结果为计算的临界转速与实际测量的临界转速最大误差为3.86%,阻尼器在1阶与2阶临界转速处的减振比最大可达45.6%,实验转子系统在1阶与2阶临界转速处各完成了长达412.5 s和429.8 s的“共振”实验,共振过程中转子系统各通道振动单峰值稳定在100μm以内,且无次谐波产生。表明了所建立的航空发动机低压转子系统“可容模态”优化设计方法是可行的。     

静态封严篦齿内部流动与换热的数值计算

建立二维篦齿模型,运用数值方法,从分析齿腔内流场和篦齿顶板换热的角度研究了篦齿的封严特性.通过多种工况的计算,探讨了雷诺数、齿顶宽和齿隙之比对篦齿腔内流动、压降损失以及齿腔顶板换热系数之间的关系.计算数据和实验数据进行比较,发现变化规律一致,误差较小.研究结果表明:雷诺数、齿顶宽和齿隙之比影响着齿腔内部流动和换热的状态,是最终成为决定篦齿封严效果的重要因素.      

工件淬火过程表面综合换热系数的测算

表面换热系数是温度场计算中一个重要参数,它的取值将直接影响到温度场计算的精度。为了得到表面换热系数与温度变化的关系,采用非线性估算法,编制计算程序,基于工件淬火过程的实测温度值,对工件在不同淬火介质中冷却过程的表面换热系数值随温度的变化进行了测算,得出了换热系数在冷却过程不同阶段的变化规律。     

飞机电源系统参数测试软件的通用性设计

从自动测试系统通用性的角度出发,阐述了ATS软件通用性的实现及关键技术.利用MFC在组件技术的基础上完成了飞机电源系统通用参数测试软件功能组件开发,同时结合GL Studio完成了图形控件的设计和开发.借助于LabWindows/CVI,给出了通用测试软件集成的详细说明和方法步骤.     

前后缘型线同时可控的乘波体设计

提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前缘转椭圆后缘的乘波体设计,并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值仿真研究。前后缘同时可控的乘波体在型面剧烈过渡处产生了较弱的激波,出口两侧存在高温高压区,后部对称面附近的激波形状由圆弧变为平直线且出口处流场基本均匀,非常有利于与进气道匹配设计。另外,该乘波体具有较高的容积率和预压缩效率,附面层修正后的容积率为0.24,设计点时乘波特性较好,接力点时前部完全乘波,具有较高的升阻比,有黏条件下设计点和接力点的升阻比分别为2.54和2.41。此外,与给定前缘的乘波体相比,其升力、阻力、俯仰力矩和出口增压比都有明显增加,但是升阻比和出口总压恢复系数有所降低,在设计点无黏升阻比由3.56降为3.00。以上研究表明,本文的设计方法可行且更加灵活,拓宽了乘波体的选择范围。     

航空发动机间冷器及回热器发展研究综述

近年来,航空器发展对航空发动机经济性和环保性的要求越来越高,间冷回热循环日益受到关注和重视,间冷器和回热器的研究已经成为发展间冷回热循环航空发动机的关键因素之一。本文简要介绍了间冷回热航空发动机的研究背景,回顾了国内外有关航空发动机间冷器与回热器的换热表面研究、热交换器优化工作、间冷器及回热器与航空发动机整机匹配研究和新型高温热交换器技术,提出了航空发动机间冷器及回热器相关有待深化研究的问题。     

燃气轮机涡轮叶顶间隙气热技术研究进展

涡轮叶顶间隙泄漏流动对其流道内气动损失、传热状况甚至总体效率都有较为明显的影响,是降低涡轮气热性能的关键因素之一。长期以来,叶顶间隙区域的流动传热机理及其气热控制一直是燃气轮机领域研究的一个热点和难点问题。鉴于此,从叶顶间隙泄漏流动机理及影响因素、间隙泄漏控制方法、叶顶传热冷却机理、影响因素与控制、叶顶间隙气热优化以及过渡态叶顶间隙变化规律及建模与控制等方面对国内外近十年来涡轮叶顶间隙气热技术方面的研究进展进行综述,并简要总结了叶顶间隙泄漏流的常用研究方法,包括流动传热试验与数值计算方法等。最后,对涡轮叶顶间隙气热技术的未来研究重点和发展趋势进行了展望。