基于“新工科”理念的航空发动机性能实验教学体系优化研究

随着国家两机专项实施,航空发动机行业需要毕业生不仅具有扎实的专业基础知识,还必须具备较强的创新意识、团队合作精神和工程实践能力。本文根据航空发动机性能实验教学现状,结合“新工科”理念和“工程教育专业认证”标准要求,在实验教学体系优化、实验教学内涵建设、实验教学模式改革和实验教学考核模式创新等方面进行了探索与研究。航空发动机性能实验教学体系优化对提高学生科学素养和实验素质,培养学生解决复杂工程问题的能力和创新能力具有重要的现实意义和突出的示范作用。

“课程思政”视域下研究生专业课程建设探索与实践——以“航空发动机原理及运行”为例

课程思政是真正实现高等院校“三全育人”人才培养目标的重要抓手和有效途径。本文以“航空发动机原理及运行”课程为例,从“课程思政”视角出发,顶层设计了教学体系、教学模式,优化了课程思政内涵,通过重构课程思政教学目标、强化学思结合、构建思政价值典范、提升课程思政教学吸引力和实效性等方面的探索,实施了研究生价值塑造、能力培养和知识传授“三位一体”的专业课程教学改革,将思政教育隐形融化在显性知识传授之中。

非对称翼型安装方式对H型风力机性能的影响

以DU06-W-200非对称翼型直叶片垂直轴风力机为研究对象,在风洞中对风力机模型进行一系列性能对比实验,研究叶片在正装和反装两种安装方式下,不同安装角、不同风速条件下的风力机气动性能。实验结果表明:对于非对称翼型,采用反装安装方式时风力机性能更好;且存在一个最佳安装角,使翼型反装时性能更好;安装角为4°时,风速为8m/s时反装状态功率系数比正装状态高出22%,风速为9m/s时则高出24%。

压气机叶栅间隙流动的数值研究

通过加装叶顶小翼来控制叶栅间隙的气体流动已受到广泛关注。采用计算流体力学方法,对叶顶间隙流动进行数值模拟。结果表明,加装吸力面小翼可以延缓间隙泄漏涡的形成、降低泄漏涡的强度。在不同的叶顶间隙下,吸力面小翼的加装都能相应地降低泄漏涡的强度。在降低叶顶泄漏涡与主流混合损失的同时,提高了叶栅的气动性能。

组合型周向槽机匣处理优化方案的数值研究

为研究压气机子午面不同深度组合型周向槽机匣处理的扩稳效果,针对跨声速rotor37转子叶栅机匣设计了4种不同深度组合的周向处理槽。数值模拟研究结果表明,在设计转速下,带周向槽机匣处理的转子综合稳定裕度有不同程度的提高,优化方案综合稳定裕度由9.65%提高到了16.42%,而效率只下降了0.87%。此外,在叶顶弦长中后部采用浅槽可进一步提升扩稳效果。

无线局域网在移动机器人远程控制中的应用

介绍了无线局域网技术的发展、特点,并详细介绍了IEEE802.11b无线局域网标准,在此基础上以ActivMediaRobotics公司的P3-DX型移动机器人为对象,构建了一种基于无线局域网的移动机器人远程控制系统应用方案,开发了基于服务器 客户模式的控制平台。

阶梯状周向槽处理机匣扩稳效果的数值研究

跨声速压气机单级转子的扩稳效果对整个轴流压气机的稳定性具有至关重要的作用。针对跨声速rotor37转子叶栅机匣设计了6种不同阶梯状子午截面形状周向槽,采用数值模拟的方式对比分析了不同阶梯状周向槽处理机匣的扩稳效果。研究表明:经机匣处理后,压气机的喘振裕度都得到了不同程度的提高,凹型状周向槽的综合稳定裕度提高最大,较光壁机匣提高了9%,而峰值效率只下降了0.96%;直线型状周向槽综合稳定裕度提高最低,渐扩型和渐缩型状周向槽峰值效率最低。

圆柱-平板角区湍流流动控制的风洞试验研究

角区流动中马蹄涡系的存在通常会造成不良影响。对圆柱-平板角区流动,在圆柱上游放置一倾斜的小圆棒能够改变角区流动结构。利用油流法和平板表面压力测量方法探讨了湍流流态下不同的小圆棒对平板表面的摩擦力线和压力分布的影响。油流实验揭示了倾斜棒能够改变角区的三维分离,新的分离线由倾斜棒和圆柱共同作用引起;倾斜棒对角区的作用可归类为两种不同的物理现象;倾斜棒能够引起圆柱侧面的分离线向下游发生极大的迁移,导致圆柱底部区域尾迹变窄。平板表面压力测量实验揭示附加的倾斜棒能够极大地改变压力分布情况,角区的逆压梯度相应减小;由此,逆压梯度引起的三维分离必然被削弱。

多运动体航天器旋量理论动力学建模与滑模控制

多运动体航天器系统各部分运动存在强烈耦合,这增加了动力学建模与控制难度。应用旋量理论与凯恩方程建立开环树状拓扑构型多运动体航天器通用的姿态动力学模型,有效简化系统运动学分析,计算量小,步骤清晰。针对系统强耦合,高度非线性的特点,设计基于逆系统的非奇异最终滑模控制器,完成系统各运动体姿态机动控制。首先,针对动力学方程设计α阶逆系统与原系统组成伪线性系统,完成精确反馈线性化的过程。然后,应用非奇异最终滑模控制器实现系统姿态机动控制,保证系统状态误差在有限时间内收敛到零。算例仿真结果验证了方法的有效性。

等离子技术应用于垂直轴风力机实验研究

主要研究了在垂直轴风力机叶片前缘表面粘贴等离子发生电极产生等离子流,对风力机风能利用系数的影响。实验采用NACA0018翼型,在翼型前缘特殊处理粘贴等离子电极,并保持翼型原有气动外型。实验风力机安装4片叶片,分别研究有无等离子时风力机风能利用系数。实验结果表明,由于垂直轴风机叶片做正功在一定的角度范围内,并随风机旋转周期性变化,而等离子流恰恰延迟了气流在叶片上的分离时间,也就是增加了叶片做正功的角度范围,从而提高了叶片做功能力。同时等离子流也相应减少了叶片的阻力,总体提高了风能的吸收。研究表明加装等离子流风能利用系数可提高5%以上。但产生等离子流需要消耗电能,因此带来的能效与消耗需要进一步研究。

被动喷气襟翼对风力机性能影响的实验研究

对风力机叶片的NACA4424翼型附加了被动喷气襟翼,研究其提高风力机功率系数Cp的可能性。在翼型(NACA4424)压力面95%弦长处开缝,使得气体以与弦线成45°的角度向后喷出,模拟Gurney襟翼的作用。通过对有、无喷气襟翼的风力机模型进行风洞对比实验,表明被动喷气襟翼显著提高了风力机的性能。这说明对于实际有扭曲叶片的风力机,在尖、中、根部采用被动喷气襟翼提高其性能是一项有很好应用前景的新技术。

一种复合型垂直轴风力机实验研究

提出了一种升阻复合型垂直轴风力机,并对该风力机进行了实验研究。首先通过改变叶片安装角,对不同风速下风力机的性能进行实验研究。其次对叶片进行正装和反装对比实验。实验结果表明,当叶片反装时,在同一风速下安装角为-6°时功率最大,此外对安装角为-6°时的多个风速进行实验研究,发现随着风速的增大,每个风速下的最大功率增大。

非对称翼型安装方式对垂直轴风力机性能影响的数值研究

采用滑移网格技术对非对称翼型正装与反装4°安装角状态下来流速度分别为8m/s和9m/s时的风力机工作情况进行了二维非定常数值模拟。利用输出转矩与给定转速计算得到风力机的功率,进而求得功率系数与实验值比较,结果说明在4°安装角时翼型反装能够很大程度的提高风力机的做功能力,在9m/s下功率系数可提高25%。通过流场分析得到翼型反装可缩小失速范围是功率系数提高的重要原因。

双涵道S形弯管气动性能的数值研究

环型双涵道S形弯管是涡轮风扇发动机中连接风扇和高压压气机的重要部件。采用有限容积法对双涵道S形弯管在不同进气条件下的流场进行了数值研究。计算过程中使用两种不同的湍流模型:标准k-ε模型和雷诺应力模型。通过对比可以发现两种湍流模型的计算结果有着明显的差别,尤其是在存在较强剪切应力的区域。此外,还对不同的进气条件(环形管流和均匀来流)对S弯管流场的影响进行了分析。可以看出,不同进气条件中附面层速度剖面的不同能够影响S弯管中轴向速度的分布与发展。

叶片开缝和边界层抽吸耦合控制压气机失速裕度的数值研究

为了进一步优化压气机的整体性能,提出三种叶片开缝和边界层抽吸的耦合流动控制方案。首先,利用数值模拟的方法,研究叶片开缝或边界层抽吸对跨声速轴流压气机流场结构的影响机理。然后,详细研究了边界层抽吸分别与三种不同叶片开缝的耦合流动控制方案对压气机整体性能的影响。研究结果表明,与叶片开缝或边界层抽吸的单独应用相比,三种耦合流动控制方案都使压气机实现了更宽的稳定裕度。全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案稳定裕度改进量为1.27%,中间叶高开缝的耦合方案和上半叶高开缝的耦合方案稳定裕度改进量分别为1.67%和1.35%;在近失速点处,相比较全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案,局部开缝与边界层抽吸的耦合方案应用后,总压损失和效率降低;上半叶高开缝的耦合方案在三种耦合方案中稳定裕度最高,所以叶片开缝和边界层抽吸的耦合方案是可行的。

嵌入式大气数据传感系统误差分析

嵌入式大气数据传感(FADS)系统与传统大气数据传感系统相比,其精度、适用范围、可靠性等都具有优势。在应用之前,对其在应用中存在的各种误差进行建模、仿真,以了解各种误差对FADS系统精度的影响。之后设计蒙特—卡洛仿真,为沿某一条飞行轨迹进行误差分析提供了一种可行的方法。该方法可用于分析不同算法在不同飞行条件下的精度,为FADS系统算法选取提供参考。

转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析

为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理,分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化,并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明:对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后,压气机性能有较大提高,改型后0.204-0.408的各类间隙压气机性能优于0.408-0.204间隙的。相比较平行间隙PTC 0.204-0.204,渐变式TTC0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408的失速裕度分别提高1.12%和1.61%,峰值效率基本不变,同时近失速工况下的总压比和效率也略有提高。叶尖泄漏涡得到抑制,间隙处的流体低速区明显减小,流动损失减小,流场得到较大改善。转子通道的总压比在85%叶高处明显提高,分别提高了1.01%和3.13%。阶梯式叶尖间隙压气机的静子通道40%叶高处总压损失系数减小达75.4%。对平行式叶尖间隙进行改型处理能够有效提高压气机性能,且阶梯式叶尖间隙比渐变式的对压气机性能提高的效果更加显著。

翼型改型对超临界翼型气动性能影响的数值研究

为了深入研究改型对跨声速翼型气动性能的影响,对NASA SC(2)-0614翼型进行多种方案的改型,包括前缘半径、厚度、弯度、翼型上表面形状等,并得出最终优化改型方案。数值模拟结果表明,改型后翼型设计状态下升阻比和临界马赫数均有显著提高。

压气机跨音速叶栅叶型的数值模拟

以抑制叶型吸力面激波强度、附面层分离,降低叶型损失为目标,对某型压气机跨音速叶栅叶型进行气动优化。运用数值模拟的方法对比研究优化后的叶栅同原型叶栅在相同工况下的气动性能,概述了气动性能产生变化的机理。与优化前对比发现,优化后的叶型具有低损失,工作范围大的特点。

浅析航空压气机及其发展趋势

作为航空发动机的核心部件之一,压气机的作用是给燃烧室提供经过压缩的高温、高压气体。为了能够全面了解航空压气机,本文系统地介绍了压气机的分类、性能指标以及发展趋势,进一步推动我国航空事业的发展。