基于流-固耦合的测量耙设计

在设计某型涡扇发动机外涵出口测量耙时,发现原有的强度计算方法中载荷施加方法与实际发动机流场受力条件相差较大,无法模拟测量耙在发动机流道中所受的真实载荷。为解决上述问题,提出采用单向流-固耦合的方法开展该测量耙的静强度分析和模态特性分析。发现采用单向流-固耦合方法计算得到的测量耙载荷更加接近测量耙真实装机状态所受载荷。经过计算,与传统方法相比,采用单向流-固耦合方法得到的静应力由248.69 MPa减小为51.49 MPa,变形由0.81 mm减小为0.16 mm;测量耙前六阶固有频率均增长超过7%,成功避开了发动机转子固有频率。流-固耦合设计方法可以为提高现有的测量耙设计能力提供参考,同时应用于后续测量耙设计及校核计算中。     

飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据。为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究。研究结果表明:在马赫数0.2~0.6,姿态角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,能够满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

基于多光谱法的固体火箭发动机羽焰温度测量

对于固体火箭发动机羽焰温度的测量是困难的,了解其温度分布对于研究发动机内燃烧流场的特性有重要价值.考虑到固体火箭发动机羽焰高温、高压和高速燃烧流场的测试要求,使用哈尔滨工业大学研制的6目标8波长高温计进行了地面搭载试验,成功地实现了对固体火箭发动机羽焰温度的测量,并提出了多光谱测温法的新数据处理方法,即基于BP神经网络预估计固体火箭发动机羽焰的发射率与波长之间函数关系,再由逐步回归法实现真温的自动识别.实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在土100 K以内,说明多光谱法是一种测量固体火箭发动机羽焰温度的可行方法.     

复合式滤尘器过滤效率测试方法的研究

通过对复合式滤尘器第二级流场的测定,运用流体理论验证了复合式滤尘器(LTG型)第二级的流场是发散型的,且重力场对滤质影响可忽略.这为快捷的气体采样法测定复合式滤尘器的过滤效率提供了依据.     

内燃机缸内流场测量示踪粒子的选取与供给

为了了解内燃机缸内流场状况，研究了使用激光粒子图像PIV测量技术时示踪粒子的选取原则和添加方法，介绍了自行研制的带有Laskin喷嘴的新型粒子添加装置及其在实际发动机缸内流场测量中的具体应用．结果表明，该装置可以产生粒径均匀的液态示踪粒子，这些粒子具有良好的跟随性和光散射特性，所得的PIV测量结果比较理想．     

涡扇发动机涡轮后内外流场及壁面温度场数值研究

基于航空发动机红外辐射特性数值仿真的需求,建立涡扇发动机部件的几何模型,利用数值模拟结合实验验证的方法对涡轮后内外流场及壁面温度场进行研究。比较模型与常用模型的计算结果可得出:受发动机部件几何型面及安装特点影响,发动机喷管前的内部流场及壁面温度场都成明显的周期分布。壁面温度分布形态主要受波瓣混合器影响,但加力部件使高温区域面积减小,使壁面温度分布更快进入轴对称状态。加力部件降低了发动机内部的速度分布均匀度;同时也使截面参数分布更均匀。当采用环形混合器时,流向截面上流向涡尺寸大、强度小、温度掺混情况差。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界的影响

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

发动机缸头冷却水流场试验研究

为了寻求发动机气缸头冷却水合理的流场分布 ,避免出现流动死区 ,使发动机在一定的冷却水流量下保证气缸头足够的冷却 .配合耐久性试验 ,采用激光多普勒测速仪 ( LDV)对发动机气缸头冷却水流场进行了测量 ,得到了冷却水在平行于缸头与缸体接合面的二维流场 .讨论了不同截面的流场分布规律 .结果表明 ,发动机缸头冷却水流场分布是合理的 ,有利于发动机的冷却     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

脉冲爆震发动机非接触推力测试 理论与实验研究

对非接触推力的产生原理进行了理论分析,并利用CFD软件,对影响该测量方法精度的发动机气动因素进行了数值分析。结果显示非接触方法在尾喷管出口气流为低压、高温、高流量且承接板安装较近的情况下,测量损失较小。通过火箭式爆震发动机推力测量实验,研究了爆震发动机频率以及承接板安装位置对非接触式推力测量结果的影响。实验结果表明,承接板上的测量推力会随承接板到发动机尾喷口距离的增加而减小,高频情况下的相对误差比低频情况下小,实验结果与数值模拟一致。     

横流中单喷嘴雾化形态与两相掺混特性研究

搭建了冷态横流-喷雾掺混实验台,采用粒子图像速度仪测量了方腔通道内离心喷雾在横流中的雾化形态和气液两相相互作用下的掺混过程,获得了沿掺混流场不同横截面的液滴分布图像和流场结构特性.对不同喷嘴压力、不同雾化粒径在不同横流速度下的掺混过程和流场结构进行了系统的研究,分析了对称旋涡对结构形成的因为、结构特点及影响参数,得到了单喷嘴布置下横流-喷雾系统的掺混规律.结果表明,液气动量比是影响掺混的重要因素,选择合适的液气动量比能取得较好的掺混效果.实验结果为揭示水冲压发动机掺混室内的掺混过程提供了参考,也为工程中类似过程的掺混结构设计提供了依据,同时为进一步研究高温高压下实际发动机掺混室内部的掺混过程奠定了基础.     

大齿轮成形磨削加工在线测量系统研究

传统的大型齿轮磨削加工都是基于专门的测量仪器,往往导致测量不便以及二次安装误差的引入,同时效率很受影响.根据这个加工测量现状,提出一种基于Renishaw测头的大型齿轮在线测量方法.该方法在不影响加工的前提下保证了测量的精度.本文首先分析了测量原理和测量过程;其次设计了系统硬件构成,并对软件进行了模块化划分.实践表明:...     

倍频变压器谐波磁场的分析与漏感抗的计算

提出了一种基于谐波平衡有限元算法的铁磁型倍频变压器等值漏电感的计算方法。计算了不同匝数、结构对漏电感的影响，并与测量值进行了比较，计算值与测量值基本一致，验证了漏电感算法的正确性，为设计、研制高效率的铁磁型倍频变压器提供了一种有效的分析方法。     

双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验

研究双喷管火箭发动机燃气流对直升机的影响,对燃气流场中的压力、温度和速度分布等进行理论计算和试验测量.研究采用数值计算和试验测量相结合的方法,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的紊流模型,并且对该发动机进行了燃气流场的测试,对流场中的总压强进行了直接测量,进行了两次试验;在两次测点位置,试验结果与数值计算值相差分别为3%和7%;证明了对双喷管火箭燃气射流流场的数值计算具有了较好的精度,计算模拟结果可以用于工程设计中.     

河工模型表面流场的局部特征测量方法

为了解决当前河工模型表面流场的计算机视觉测量方法中摄像机安装过程繁琐、测量精度低、测量成本高等问题,提出了一种利用局部特征来实现表面流场测量的新方法。该方法以自由视角安装摄像机,无需垂直向下。在测量时,首先在流场表面布撒碎纸屑示踪粒子,然后对获取到的视频进行校正和鸟瞰图重建,得到待测流场的俯视图,再利用局部特征的图像匹配方法来得到流场的稠密速度矢量,最后对表面流场进行优化输出。根据测试,该方法在模型流速0.01~0.5 m/s时,流速误差低于10%;在模型流速0.5~1.5 m/s时,流速误差低于5%。综上所述,提出的方法在测量精度、测量成本和易用性方面均优于现有的测量方案,目前已经在向家坝长河段等大型河工模型分析测量中得到应用。     

径向进气风扇流场的初步研究

本文分析了径向进气风扇的工作原理,在流场显示和测量的基础上,建立了流场的物理模型和数学模型。初步探明了该风扇的叶轮转速、舌部形状与流场和性能之间的关系,对于改善该风扇的性能以及指导其应用和设计都具有一定意义。     

车载气动实验系统对机翼气动特性影响数值模拟

为了研究了机翼安装位置对翼型气动特性的影响,建立了一个基于N-S方程的机翼气动特性数值模拟方法,机翼模型剖面为NACA0012,展弦比4。首先通过计算结果与标准模型实验结果对比,验证了三维网格和计算方法的可靠性与适用性,进一步针对车载系统的关键设计参数开展了数值分析。结果表明：车顶流场相较于风洞流场,流场中的速度矢量不完全平行于前进方向,使得不同翼型安装位置处的气动力差别较大;鉴于近车顶效应对模型气动特性有较大影响,对车载试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用控制实验位置的预处理手段对其进行消除或减弱。     

民用航空涡轮发动机负加速度适航符合性分析

负加速度会对民用航空涡轮发动机的正常工作产生不利影响,因此CCAR25部对安装于民用飞机上的发动机,在负加速度条件下的工作特性做了严格规定。本文分析了负加速过载对涡轮发动机的具体影响,结合相关条款,分析了负加速度飞行试验需满足的试验条件和注意事项,对民用航空涡轮发动机安装于飞机后的负加速度适航取证具有重要的参考价值。     

某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性

超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔.但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义.采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图.结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波.各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波.内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构.