某涡喷发动机数值建模与改型设计

基于面向对象的部件级航空发动机性能计算模块,构建了某无人机用小型涡轮喷气式发动机的稳态性能计算模型,并根据该发动机原始性能实验数据,对构建的计算模型进行了可信度校核.在模型校核的基础上,为提高该发动机在不同任务载荷下的功能适用性,利用部件匹配技术对该涡轮喷气式发动机提出了可行性改型设计方案.计算结果表明,在维持该涡喷发动机离心压气机工作线不变,同时保证热强度和结构强度可靠性的条件下,改进组合压气机中的轴流级压气机,可以使该发动机推力有较大提高,耗油率得到有效降低.      

一种单旋翼复合式直升机性能特性

为研究复合式直升机性能变化特性,构建了复合式直升机各气动部件数学模型组成的性能计算模型。以该计算模型为基础,通过不同的飞行条件约束,建立了复合式直升机的过渡飞行边界,研究了复合式直升机在边界内通过不同飞行路线从悬停模式到高速模式的飞行功率变化特点,分析了旋翼转速、前飞速度以及旋翼和机翼升力分配关系等参数对高速性能的影响。研究结果表明,复合式直升机从悬停模式过渡到高速模式通过旋翼卸载给机翼可降低飞行功率,且通过减小旋翼转速卸载比来减小旋翼总距卸载更为有效。但在过渡到高速模式时复合式直升机的旋翼转速也不能过低,过低的旋翼转速可能会增加飞行需用功率,同时也会对模型的配平产生影响,并且造成配平计算过程的迭代不收敛。      

菱形翼布局太阳能无人机螺旋桨滑流影响研究

为了探究螺旋桨滑流对低雷诺数菱形翼布局太阳能无人机气动特性的影响，采用动量源方法（MSM）与k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程对不同转速状态下菱形翼布局太阳能无人机的气动特性进行了准确模拟。并通过对比机翼表面流场结构与压力分布，分析了不同迎角下螺旋桨转速变化对菱形翼布局前后翼气动干扰的机理。研究表明:随着螺旋桨转速增大，小迎角下增升减阻效果明显，最大升阻比在3 000 r/min时提升了18.4%。在小迎角时，前翼气流受到抽吸作用，升力增加，后翼受螺旋桨旋转气流影响，前缘出现大范围吸力区，压差阻力减小。在大迎角时，前翼影响不变，后翼前缘下表面吸力区范围及强度均减弱，前缘负升力区消失，增升效果改善，压差阻力增加。由于在不同迎角时，升力增量的主要贡献部件不同，导致无人机纵向静稳定裕度随着转速的提升而增大。菱形翼布局太阳能无人机通过合理设置螺旋桨位置与转速，可有效利用螺旋桨滑流提升气动性能。      

低Re对某小型涡扇发动机性能影响

低雷诺数问题是影响高空长航时无人驾驶飞机的动力装置性能的关键因素之一.定量分析了低雷诺数效应对某小型大涵道比涡扇发动机性能的影响.当雷诺数减小到一定程度后,各部件的性能将发生改变.在发动机整机环境下,增压级和低压涡轮的进口叶弦雷诺数相对更低,受飞行高度和速度的影响也更大.在发动机共同工作条件的作用下,各部件的匹配关系将发生变化,除部件效率的降低以外,部件流通能力的衰减也引起发动机性能的降低.涡轮前温度的限制将使发动机转子转速下降,低雷诺数效应加剧,从而导致发动机性能的进一步降低,推力迅速减小,但发动机涵道比的增加可以减小因部件性能衰退引起的耗油率上升的趋势.     

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响，优化设计了旋流畸变网以模拟旋流，利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应，获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大，但会导致压气机效率下降，稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速，压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%，在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角，导致气流叶背分离、叶片通道堵塞，最终导致压气机失稳。      

新型高推比涡轮风扇发动机盘时耦合振动分析

本文将群论算法和动态子结构技术结合起来，并采用计算效率极高的Ｂｅｎｆｉｅｌｄ－Ｈｒｕｄａ的模态代入变换法，分析了某型发动机压气机的叶片／轮盘耦合系统的振动特性，计算了该叶片／轮盘耦合系统的前５阶振动频率和振型．根据叶片／轮盘耦合系统的共振条件进行共振分析，确定该发动机压气机有可能发生叶片／轮盘耦合共振．     

改进BA优化的MKSVDD航空发动机工作状态识别

为了提高航空发动机工作状态识别准确率和效率,避免人工识别中存在的误判和耗时耗力问题,提出了基于混沌脉冲蝙蝠算法（CRBA）优化的多核支持向量数据描述（CRBA-MKSVDD）智能识别方法。研究了多核支持向量数据描述（MKSVDD）改进策略,引入混沌脉冲发射率提高了蝙蝠算法（BA）的收敛速度和收敛精度,得到了CRBA;通过CRBA优化MKSVDD的惩罚因子和核参数,同时对飞参数据进行了特征提取;基于特征飞参数据训练了CRBA-MKSVDD分类器,并对某型发动机一个飞行架次的工作状态进行了识别。结果表明,该方法识别准确率达到97.547 9%,可用于与发动机工作状态的相关研究和应用。      

基于欧拉法模拟旋转帽罩水滴撞击特性

基于欧拉两相流理论,对旋转帽罩水滴撞击特性进行了数值模拟。通过引入耗散函数求解水滴相无黏欧拉方程,实现了欧拉法求解三维旋转帽罩的水滴撞击特性。分析了旋转帽罩转速对水滴撞击特性的影响。发现旋转帽罩转速越大,其表面水滴撞击极限稍有减小。在典型飞行条件与气象条件下,离心力对水滴运动轨迹的影响远小于惯性力对其的影响,旋转帽罩转速对水滴撞击特性影响较小。     

基于试飞分析的直升机动力系统边界保护控制方法

涡轴发动机作为直升机等旋翼飞行器动力系统的主要部件,一旦发动机关键参数超限,一般采用降低燃油量及功率的方法进行限制,会暂时降低动力涡轮转速,使其低于正常额定状态约4%～6%。若未及时脱离超限状态,可导致动力涡轮转速继续降低,威胁飞行安全。为解决上述问题,基于对某型直升机从现象到数据的试飞分析,提出一种控制方法,通过设计总距控制律,在发参超限状态下实现动力系统边界保护控制,若未及时脱离超限状态,则自动改出,恢复动力系统正常控制,大幅增强了直升机动力系统控制的鲁棒性及飞行的安全性。通过动力系统建模,并对控制律进行仿真,验证了所提方法的正确性。     

一种连翼飞行器气动和飞行力学迭代仿真方法

根据连翼布局飞行器气动力和力矩的分布特点,建立了面向其气动部件的飞行力学数学模型。将计算流体力学(CFD)和飞行力学仿真结合,采用时间步长离散,建立了一个能通过气动计算和飞行力学相互迭代来完成仿真全过程的面向连翼布局飞行器气动部件的仿真平台,并且在仿真过程中能全程监测所有部件的气动、动力学、姿态和航迹参数的变化。通过该仿真平台对不同输入信号作用下的动力学响应分析了连翼布局飞行器纵向和横侧向的动力学特性。仿真分析结果表明:该连翼布局飞行器纵向具备静稳定性,但横侧向不具备静稳定性。同时,横向和航向运动耦合明显,符合荷兰滚运动偏航及侧滑振荡明显的主要特征。所提方法可为了解连翼布局飞行器本体及飞行动力学响应特性、飞行品质和飞行安全研究等工作提供分析基础。      

利用作图法求各型燃气涡轮发动机特性的方法

计算发动机特性线的关键在于找出发动机各部件的共同工作线。本文是根据所提出的座标系的思想,去解决求定各种发动机的共同工作线的问题。 本文首先叙述了共同工作的基本概念。即压气机和涡轮共同工作必需遵循四个条件,但这四个条件还不足以定出共同工作线,还允许我们再规定两个条件来定出共同工作线,对于这两个条件的选择,就是选择调节规律。 利用作图法求定共同工作线的基本原理在于: 1)叶片机特性不仅可用M_(1a)和M_(1u)作相似准则来表示它,而且可以用一切只是在相似情况下保持为常数的组合量中的任意两个独立量,来描绘特性。 2)根据相似原理把压气机和涡轮的特性线转换成共同的座标系,这种座标系反映两者的共同工作条件及调节规律,然后把座标系重迭起来,则可得出。 本文中间讨论了(包括可调尾喷管及不可调尾喷管在亚临界及超临界)及双转子的各种共同工作线的作法,以及和进口配合起来的作法。 最后,希望从各型发动机求定共同工作线的方法中,归纳出确定共同工作线的一般原则。     

发动机最佳工作方案的选择

在起飞、爬升、巡航、下滑着陆和其它飞行过程中,发动机油门位置要根据不同飞行情况加以改变。对一个给定的飞行任务,发动机油门位置的变化方式可以有一个最有利的组合以使一架给定的飞机的飞行性能最佳。这一最有利的组合即称之为发动机最佳工作方案。本文给出了一种快速的发动机最佳工作方案的优选方法。 作为一例,我们将这里提供的方法用于优选高空无人驾驶侦察机的最大航程。用本方法的计算结果表明,和发动机工作方案选择不当的情况相比,航程可以增加(6～9)％本文还讨论了大气温度改变和发动机转速调节精度对最佳工作方案的影响。     

航空发动机关键件使用寿命监视系统设计

 航空发动机寿命监视技术对监视发动机的工作状态、寿命消耗、剩余寿命和保证发动机在高性能水平下安全、可靠地工作有十分重要的作用.本文所设计的地面监视系统功能包括,对发动机飞行参数进行筛选并提取出影响低周疲劳寿命的循环数以及计算离心负荷、热负荷作用下的低周疲劳和蠕变寿命消耗,建立各关键件在低周/蠕变交互作用下的实际寿命消耗的计算模型.通过发动机使用寿命数据库对各监视零件的剩余寿命加以管理,为使用和维修提供参考依据.     

高超声速涡轮/冲压组合发动机方案

为满足高超声速运输机在宽广的工作范围内(Ma＝0~5,H=0~30 km)稳定,可靠工作,研究了涡轮/冲压组合动力装置并联方案.完成了涡扇发动机和冲压发动机的总体性能方案设计,2种工作模式转换过程和沿飞行轨迹的组合发动机稳态特性模拟也已接近尾声.建立了适合高超声速飞行的涡扇发动机、冲压发动机可变几何的部件级详细性能计算模型,比较分析了涡扇发动机的加力方案;考虑了进气道/发动机流量匹配对发动机特性的影响;给出了涡轮/冲压模式转换阶段的稳态性能仿真结果.      

航空发动机在高空风车状态下预燃室内空气参数及油气比的计算

本文介绍涡喷六航空发动机及其主燃烧室预燃室,分别在两种高空模拟台上进行冷吹风试验的某些结果。根据这些结果,可获得若干特性线,利用这些特性线可计算高空风车状态下,预燃室内的各空气参数及油气比。试验结果也表明,为了获取有关的特性线,根据相似理论仅需进行地面大气条件下的冷吹试验,可免除耗费大的高空模拟冷吹试验。     

旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热

用数值模拟的方法对旋转状态下涡轮叶片前缘冷却结构进行了数值研究,该结构由进气腔、叶片尾缘块和前缘块构成,对此结构不同的旋转速度情况进行了计算,根据计算结果分析了旋转对涡轮叶片前缘流动与换热的影响.计算结果表明,旋转状态下带气膜出流的冲击流动中,前尾缘冲击面的换热随着转速的增加而减小,且尾缘冲击面的换热比前缘冲击面的换热要好;同时前尾缘冲击面换热的差别随着转速的增加将越来越小.     

小型涡扇发动机燃油控制规律

以小型涡扇发动机DGEN380燃油控制规律为研究目标,使用解析法基于MATLAB平台建立其整机部件级稳态及动态数学模型并进行仿真计算。在旋转部件建模过程中使用工具获取特性数据,并绘制可以即时显示当前工作点/线的部件特性图;在稳态仿真时使用Newton-Raphson法和遗传算法2种方法求解发动机工作方程组,并对二者进行评估对比,针对遗传算法在发动机模型求解过程中的局限性对一般基础模型进行优化改进;在动态仿真时,采用欧拉法计算微分项。基于模型分析发动机燃油控制规律,并以发动机高度特性为例进行仿真计算。试验结果表明:Newton-Raphson法具有高精度和高速度,改进模型后遗传算法具有更好的适应性,模型及燃油控制规律的仿真结果较好地符合试验数据和理论趋势,对比误差小于3%。      

静叶角度调节对组合压气机性能优化机理

采用流线曲率法求解组合压气机的准三维流场,在叶片排前后缘及中间设置计算站,使用样条函数拟合流线;根据组合压气机结构特点,发展了适合其特性计算的损失、落后角模型及计算程序;将特性计算程序与导、静叶角度优化调节方案相结合,确定出不同设计转速下,导、静叶最佳调节角度组合.在90%设计转速,近最高效率点处,利用全三维的数值模拟手段分析了组合压气机导、静叶最佳角度调节前后流场结构变化.研究结果表明:导、静叶角度调节削弱了压气机叶片排中的激波强度,减少了损失,同时能抑制气流的分离,明显改善组合压气机的流场结构.      

一种基于地转风模型的平流层风场插值方法

平流层风场水平分量的数据精度和密度对高空气球实验的轨迹预测精度和飞行控制精度有着直接的影响。面向平流层风场，提出一种基于地转风模型的插值方法。该方法通过改进科里奥利频率公式，并用二维卷积计算地转风模型，提升了地转风模型的计算效率和低纬度地区风场精度，再用迭代二元线性回归和改进的自适应观测场偏差权重矩阵减小了观测误差对插值结果的影响。实验结果表明:所提插值方法能有效提升平流层风场插值计算速度，并对平流层风场水平分量的插值精度有显著提升。