Blasius边界层C—型失稳的理论分析

本文用空间模式的二次失稳理论分析了Ｂｌａｓｉｕｓ边界层转捩实验＾〔１〕中Ｃ－型失稳后扰动演化过程。其幅值演化曲线与实验曲线符合较好。     

马赫数对压气机失稳静压升系数影响的数值模拟

为了提高压气机失稳边界预测的准确性,将压气机级压升类比于二元扩压器扩压,在不同长宽比和附面层堵塞程度下, 开展了马赫数对压气机失稳静压升系数影响的数值研究。结果表明：马赫数对失稳静压升系数的影响与静压升系数定义方式有关。 若静压升定义考虑了流体可压缩性,马赫数对失稳静压升系数的影响可忽略,此时在大范围马赫数下都能运用同一条失稳静压升 系数与无量纲长度关联曲线进行压气机失稳边界的预测。     

一种捕捉预示压气机失稳预警信号的新方法的研究

本文旨在寻求预示压气机失稳发生的预警信号。通过对失稳产生的物理机制的分析可知,压气机系统内脉动压力能量的积累有可能作为失稳先兆的外部表征。据此,本文从能量的角度出发,对多组压气机失稳的实验数据进行了频域,时域分析。结果发现,在压缩系统完全进入失稳以前,动态压力的方差值有一明显的增长过程,而且这一异常现象距失稳有1～2秒的时间间隔,这对实现压气机失稳的在线预报有十分重要意义。      

跨声速压气机不同转速下失稳形式的实验研究

为了研究压气机在不同工作转速下失稳形式的不同,进而研究不同失稳先兆的发生机理,针对一台跨声速压气机在不同转速下的失稳过程进行了实验研究。分别在转子叶尖机匣、静子出口布置了高频响动态压力探针对压气机失稳过程进行实时监测和实验数据采集,采用FFT(Fast Fourier Transform)、WFT(Window Fourier Transform)、滤波等数据处理方法对实验数据进行频域和时域分析,得到了压气机在不同转速下流动失稳的变化规律。实验结果表明:随着工作转速的升高,该压气机的失稳过程也会发生改变,在低转速(亚声速)下表现为经典Spike引起的旋转失速,如65%设计转速;而在高转速(跨声速)下则表现为一种新型的失稳过程,由一种发生在近轮毂区域的低频、轴对称、大幅值的扰动诱导了失稳,如88%设计转速。这种失稳先兆被称为局部喘振。两种失稳模态之间的相互转换存在一个临界转速(约为78%设计转速),在临界转速下,局部喘振几乎与旋转失速同时发生。     

风洞自由飞实验测量M=5，10^o半锥角尖锥、钝锥气动动稳定特性

超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题。但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果（M=5）：会产生锥动失稳，甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100％。借助近十年来对多个飞行器锥动失稳的研究（这些飞行器外形变化、流场参数变化、对锥动失稳的影响，模型风洞自由飞实验结果与飞行器空中飞行结果取得一致）观察到一个现象：改变飞行器尾部流动状态，有利于控制锥动失稳。简单10^o半锥角尖锥体、小钝锥体模型在锥体后部表面加上小片条后，锥动失稳（M=5）得到控制。     

局部喘振现象物理本质的研究

局部喘振是在跨声速压气机发现的一种流动现象,其物理性质与喘振较为类似。针对局部喘振的物理本质的探索可以丰富跨声速压气机失稳理论,对于跨声速压气机扩稳有重要意义。本文针对这一问题,结合B参数模型,在跨声速压气机实验台上通过不同进气管道方案来改变实验装置对应的B参数,从时域、频域两方面对比研究不同B参数状态下的压气机的失稳过程,进一步分析不同B参数条件下失稳过程形态的演变规律。实验结果表明,B参数为0.39时,局部喘振现象并未发生,压气机直接进入喘振而失稳;B参数为0.51时,局部喘振诱发喘振而致使压气机失稳;而B参数为0.7时,局部喘振诱发旋转失速团导致压气机失稳。局部喘振现象既能诱发跨声速压气机发生旋转失速,也可以导致其直接进入喘振,因此局部喘振现象是一种失稳先兆。     

高超声速三维边界层横流转捩的数值研究

横流失稳是高超声速三维边界层转捩的主要机制。然而到目前为止,由横流失稳导致高超声速三维边界层转捩的数值研究还不多见。本文采用直接数值模拟方法计算了马赫数6、后掠角45°钝板边界层中定常横流涡的演化,在此基础上引入高频二次失稳模态,计算了二次失稳模态的非线性演化,直至湍流发生。计算结果表明:横流定常涡的非线性作用引起平均流修正,可使壁面摩擦系数曲线有一定程度的抬升。而高频二次失稳波的增长导致低频及定常扰动快速增长,促使壁面摩擦系数急剧抬升,同时饱和横流涡结构破碎,最终触发转捩发生。     

小积液情况下卧式转子的稳定性实验研究

盘腔积液现象在舰用燃气轮机工作过程中时有发生，汽化的滑油和水蒸气凝结形成积液。转子带动腔内的积液旋转，引发振动失稳，严重时会对发动机结构造成致命性破坏。为此，本文开展燃气轮机压气机盘腔积液的模拟实验研究，以双盘双支承的卧式柔性转子系统作为研究对象，重点关注小积液量的特点，对积液转子的动力学稳定性进行了研究。观测到转子的失稳现象，开展了不同积液体积、不同积液类型（水、植物油和滑油）等因素的影响规律研究，揭示了小积液的卧式转子动力学特征。研究结果表明：①对于积液失稳振动，存在失稳边界积液量，当积液量大于该边界值时，失稳将会发生。②失稳边界转速及恢复转速均高于临界转速。当转速高于失稳边界转速时，失稳将会发生。转速进一步增加，高于恢复转速时，失稳现象可能消失。③失稳时的振动特征为：出现幅值突增，次谐波成分也随之增加；基频和次谐波发生调制，表现出拍振特征。④随着积液体积的增加，失稳边界转速先减小后增加。⑤随着积液粘度系数增大，失稳边界转速和边界积液量均增大。     

航空发动机气动失稳在线监测试验技术

针对航空发动机试验时缺乏有效安全监控措施的技术难题,开展航空发动机气动失稳在线监测试验技术研究。通过分析发动机试验失稳动态特征数据,设计基于时频-小波的气动失稳辨识算法,研制出具有国内自主知识产权的航空发动机气动失稳在线监测系统。结果表明:该系统能够准确、及时地检测到发动机失稳特征信号,辨识系统响应时间优于50 ms,工程实用性高,具备对发动机试验气动失稳在线预警能力。      

风洞自由飞实验测量M=5,10°半锥角尖锥、钝锥气动动稳定特性

超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题.但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果(M=5)会产生锥动失稳,甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100%.借助近十年来对多个飞行器锥动失稳的研究(这些飞行器外形变化、流场参数变化、对锥动失稳的影响,模型风洞自由飞实验结果与飞行器空中飞行结果取得一致)观察到一个现象改变飞行器尾部流动状态,有利于控制锥动失稳.简单10°半锥角尖锥体、小钝锥体模型在锥体后部表面加上小片条后,锥动失稳(M=5)得到控制.     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。