为了寻求一种具有良好稳定性和高升阻比的翼型,从而提高叶轮机械和飞行器的气动性能和稳定性,受到具有良好滑行性能的海鸥翅膀独特的翼型结构的启发,首先进行了海鸥翅膀翼型型线的提取与仿生重构,然后通过数值模拟,揭示了不同雷诺数条件和不同攻角下仿海鸥翼型的气动性能与流场特性,并与NACA4412翼型性能进行了比较。研究结果表明:在翼型静态气动特性中,不同雷诺数下仿海鸥翼型的升力系数和升阻比均大于NACA4412翼型的,仿海鸥翼型具有良好的气动性能;在动态气动特性中,不同雷诺数下仿海鸥翼型的升力系数峰值同样大于NACA4412翼型的,同时仿海鸥翼型的失速涡小于NACA4412翼型的失速涡。因此,仿海鸥翼型具有升阻比高、稳定性优异的特点,这些气动特性均有利于旋转叶轮机械和飞行器的平稳运行。

针对展向自适应机翼的气动特性随折叠角度变化的问题,以经典翼型NACA0012为基础,设计了内外段比例为7∶1的展向自适应机翼。基于结构化网格和雷诺平均N-S方程,采用自主开发的流场求解器,研究了自适应机翼在不同速域、不同折叠角度情况下的总体气动性能以及操纵特性。从升阻比和机翼表面压力分布两个方面,对比了外段机翼在不同折叠角度下的总体气动效率以及折叠角度对流场特性的影响规律。研究结果表明,自适应机翼的对称变形在合适的折叠角度下可以使亚声速和超声速飞行条件下的气动效率大幅增加,增幅高达28%;亚声速飞行时的高气动效率来源于升力增加和阻力减小的共同作用,而超声速时的高气动效率主要来源于阻力的减小;在跨声速飞行条件下的气动特性随折叠角度变化不明显;非对称变形可以产生明显的用于方向操纵的滚转力矩和偏航力...

为了考察四氢呋喃水合物作为蓄冷介质应用于间接接触换热式蓄冷系统的可行性,对四氢呋喃水合物在单根换热管外的结晶分解过程进行了研究,并与冰的结晶分解动力学特性进行了对比.研究表明质量分数为19%的四氢呋喃溶液在垂直放置的反应器中被流向为由上向下的冷媒冷却时,其过冷度与诱导时间与水/冰相变过程近似,所需要的冷媒温度可以高于0 ℃,有利于提高蓄冷过程的制冷效率;质量分数高于或低于19%的四氢呋喃溶液,其结晶分解动力学特性不利于蓄冷过程.

以自行设计的液压压紧式牵引传动装置为基础,针对装置传动过程中的自旋功率损失和滑动功率损失进行了理论研究,结合弹流润滑理论对内、外摩擦副的牵引特性进行了数学建模,并通过多重网格方法进行了联合求解,从而获得了系统的传动效率及其变化规律.研究结果表明液压压紧式牵引传动装置具有转速高、功率大的传动特性,通过控制液压压紧力,可使传动装置的传动效率达到95.5%以上;自旋功率损失随着传动比的增加呈现出先减后增的变化规律,滑动功率损失随着传动比的增加而减小,当传动比大于0.5时,滑动功率损失趋于稳定;系统的效率随着传动比的增加呈现出先减后增的变化过程.

为提升离心压缩机气动性能以满足燃料电池系统的需求,以某燃料电池离心压缩机叶轮为研究对象,选取叶轮进口倾角、叶片数、子午流道等型线控制点和叶片安装角分布控制点等关键构型参数作为优化变量,采用数值计算方法对离心压缩机叶轮气动性能进行模拟和优化。结合拉丁超立方抽样与BP神经网络拟合叶轮构型参数与气动性能的映射关系,以叶轮等熵效率最大为优化目标、总压比和功率等参数为约束,运用遗传算法对上述叶轮关键构型参数进行多参数寻优,并对优化前后叶轮的气动性能及其内部流动特性进行了对比分析。结果表明在设计工况下,优化后叶轮等熵效率提高了3.90%,总压比为1.742,功率为8.53 kW,满足设计要求;叶轮的稳定运行工况范围变宽,并且在整个工况范围内叶轮的等熵效率也均得到提升;从流场分析可以发现,优化后叶轮轮盖侧高熵值区...

为了研究转子间隙、转子叶数与凸轮式气体循环泵气动特性曲线之间的定量关系,并获得不同叶数转子径向激励力的分布规律,基于对称性原理,采用数学分析法和坐标变换法推导了3~6叶的圆弧渐开线圆弧型转子型线方程,并分别选择5种不同的转子间隙加以研究。基于动网格技术和RNG k-ε湍流模型,对不同间隙、不同叶数的转子进行三维非定常数值分析,揭示转子间隙、叶数对气体循环泵流量/压力特性、激励力的影响规律,并通过实验进行了验证。研究表明随着转子间隙由0.1 mm增大到0.3 mm,不同叶数的转子出口平均流量、容积效率均呈下降趋势,且3叶转子的下降幅度最大,分别下降了0.0094 kgs-1、28.6%;3叶、4叶转子在0.15 mm间隙时流量脉动强度相对最低,5叶、6叶转子在0.25 mm间隙时流量脉动强度相对最低;泵出口平均流量、出口平均总压均与转子叶数呈反比关系,随...

为了控制离心压气机叶顶泄漏流,以压比为4.7的Krain低速叶轮为研究对象,将叶尖小翼技术应用到离心压气机中,采用数值模拟对其性能进行分析研究。对3组不同间隙加装不同宽度的小翼,分析了小翼在不同间隙下对于压气机性能及失速裕度的影响,以及不同宽度的小翼对于叶顶泄漏量、泄漏涡结构及轨迹的影响。结果表明:小翼结构可提升压气机的失速裕度,且小间隙下小翼结构对失速裕度的提升效果显著,其中1.0倍宽度小翼的失速裕度增加了8.73%;小翼结构可有效减少叶顶泄漏量,在叶片靠近前缘或尾缘位置加装小翼改善效果显著,泄漏量与小翼宽度成反比关系;小翼结构使得泄漏涡运行轨迹向压力面移动,形成泄漏涡的位置更加远离前缘,泄漏涡强度减弱。

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...

针对透平级叶顶泄漏损失大的问题，提出了将叶顶迷宫密封设计成迷宫刷式密封结构的设计方案，旨在减少叶顶泄漏量和提高气动效率。采用基于非线性多孔介质模型的RANS方程数值方法，研究了实验测量的迷宫刷式密封的泄漏量，数值预测泄漏量与实验测量数据吻合良好，验证了数值方法的可靠性。基于1.5级透平级动叶叶顶迷宫密封结构，将第1个、最后1个迷宫长齿设计成刷丝束的前置、后置迷宫刷式密封结构，对比分析了迷宫刷式密封刷丝束间隙为0~0.4 mm时，1.5级透平级的叶顶间隙泄漏量和气动效率。研究结果表明:前置、后置叶顶迷宫刷式密封在减少泄漏量和提高透平级气动效率方面相似;与叶顶迷宫密封相比，叶顶迷宫刷式密封在刷丝束间隙为0.4 mm时泄漏量减少了18%，透平级效率提高了0.6%;叶顶密封间隙损失主要包括腔室耗散和出口腔室黏性损...

针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题，采用数值求解三维RANS方程和k-ω湍流模型方法，研究了凹槽状小翼结构对涡轮级动叶叶顶传热特性和气动性能的影响。数值获得的叶顶表面传热系数分布和实验数据吻合良好，验证了数值方法的可靠性。对比分析了叶顶压力侧、叶顶吸力侧和叶顶两侧凹槽状小翼结构与无小翼凹槽状叶顶的气动传热性能，研究结果表明，相比于无小翼凹槽状叶顶结构:叶顶压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的叶顶表面平均传热系数分别降低了12.2%、17.1%和19.8%，叶顶两侧凹槽状小翼结构最大程度降低了凹槽状叶顶间隙的泄漏流量，减弱了压力侧角涡和刮削涡，进而降低了凹槽状叶顶的传热系数;压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的动叶总压损失系数分别增加了8.5%、降低了8.5%和降低了2.5%。吸力侧凹槽状小翼结构能有...