基于全局气动优化方法的跨声速叶栅气动优化

提出了适用于叶栅三维气动设计优化的全局自动气动优化方法.对NASA Rotor 37转子叶栅进行了气动优化设计.利用该叶栅的试验数据校核了计算流体(CFD)程序的可靠性.以等熵效率最高为目标函数,在满足流量约束和总压比约束的条件下,完成了跨声速叶栅的气动优化设计.优化叶栅的等熵效率提高了1.66%,具有优秀的气动性能和变工况性能.优化结果表明,通过优化三维跨声速叶栅的型线和径向基迭方式,可以有效的减小跨声速叶栅的激波损失.      

高负荷跨声速涡轮叶型设计方法研究

为合理控制涡轮叶栅内超声速区域的流动结构、降低激波损失,提出一种跨声速涡轮叶型设计方法。通过构造叶栅跨声速流动区域的波系结构,采用预压缩等设计,在提高涡轮叶型气动负荷的同时降低了涡轮叶栅内激波强度。应用该方法完成了高压涡轮的气动改进。结果表明:全新的高负荷跨声速涡轮叶型设计方法,对提高涡轮气动效率和涡轮叶型气动负荷、降低跨声速涡轮叶栅内的激波损失具有明显的效果。     

吸力面不同吹风比切向冷气喷射对跨声速涡轮叶栅气动性能的影响

为进一步探究跨声速涡轮中吸力面切向冷气喷射对叶栅气动性能及气膜冷却效果的影响,以跨声速涡轮叶栅作为研究对象,采用数值模拟方法,通过在叶片吸力面不同位置开设切向冷气喷射槽,进行不同吹风比下的冷气喷射,对跨声速气冷涡轮叶栅的总体性能以及流场细节进行了详细研究。研究结果表明,吸力面切向冷气喷射有利于减小跨声速涡轮叶栅激波损失,叶栅最大马赫数可减小0.104;切向冷气喷射槽位于尾缘内伸激波反射点上游,且吹风比处于0.75～1.00内时,叶栅能量损失最小;吹风比的增大有利于减小甚至消除冷气槽内分离泡,并能够减小唇部激波强度。     

宽裕度超声叶型气动优化设计

通过与德国航天局设计的超声预压缩叶型PAV-15试验数据比对,确定高精度超声叶栅流场计算方法,研究表明:根据激波位置分段调整流管厚度可提高计算与试验结果的一致性。为提高超声叶栅稳定工作裕度并保证设计点性能,建立根据目标裕度估算喘点反压方法和优化设计方法。对两个超声叶型进行多目标优化,优化结果表明：优化叶栅可减小设计工况槽道激波入射角、减小激波及激波附面层干扰损失;气动喉道前移、结尾正激波后移,提高叶栅耐反压能力。两个优化叶型在保持总静压比不变的前提下,稳定裕度均达到设计目标,设计点损失也有所下降。     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

跨声速多级轴流压气机特性预估及分析

为了研究跨声速轴流压气机的性能分析问题,采用流线曲率法结合损失落后角模型,发展了一种利用反问题方程求解正问题的数值方法。在NASA低速平面叶栅试验数据的基础上考虑三维效应的修正,根据激波结构随工况的变化发展了一种新的激波损失计算方法,整理了一套适合跨声速轴流压气机的损失落后角模型。对两级跨声速轴流风扇进行了数值模拟研究,进行了设计工况的校核计算和全工况特性预测,并将计算结果与NASA试验值进行了比较分析。结果显示,设计点计算误差在1.1%以下,非设计点也能得到与试验值吻合的趋势,表明所建立的方法和模型可以有效地对跨声速多级轴流压气机进行全工况特性预测。     

基于多目标优化的透平叶栅变工况设计方法

将基于多目标优化方法的变工况设计思想引入到透平叶栅气动优化设计领域, 以能量法为基础, 提出了二维叶栅型线光顺方法和叶栅自动设计参数化方法, 在此基础上进一步结合并行多目标差分进化算法和CFD技术, 发展了叶栅变工况自动气动优化设计方法.对一个透平叶栅选择一亚声速工况和一跨声速工况进行了变工况自动气动优化设计研究.设计结果表明该设计方法能一次性获得适用于不同工况范围的多个气动性能优良的叶栅, 具有优秀的设计能力和工程实用价值.      

大膨胀比跨声速涡轮流动结构及损失的数值研究

为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。     

跨声速涡轮叶栅激波损失控制方法

为了降低高负荷跨声速高压涡轮激波损失,发展了针对性的涡轮叶栅激波控制方法。针对吸力侧激波,提出可控膨胀设计概念,结合基于曲率的叶型设计方法,通过调整吸力面曲率分布以控制气流膨胀力度,减小了尾缘激波前马赫数,有效减弱了吸力侧激波强度和叶栅出口压力不均匀程度。针对压力侧激波,发展了消波设计方法,在吸力面的激波作用区域设计一鼓包型线,利用鼓包迎风面压缩波的预增压作用和外凸面膨胀波的消波作用,有效抑制了激波/边界层相互干扰,显著削弱了反射激波强度。可控膨胀设计和消波设计对叶栅尾缘两道激波的控制作用相互独立,可单独采用,当两种方法相结合时,吸力侧激波强度降低了29.66%,叶栅出口压力不均匀程度减小了29.28%,总压损失系数减小了12.11%。      

跨声速轴流压气机特性计算用激波损失模型

基于实验结果,发展了一种适用于跨声速叶型的新激波损失模型,该模型考虑了压气机工作状态从堵塞点向喘振点变化时激波系结构的变化。将新激波损失模型应用于某两级跨声速轴流压气机特性预测中,计算与实验结果的比较表明,在跨声速轴流压气机非设计点性能预测中,该模型能够给出更为准确的结果,对于效率曲线的改进尤为明显,并且激波损失系数在全工况下的变化规律更加合理,这表明新激波损失模型能够准确地反映出跨声速压气机内部的流动机理和激波损失大小。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

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.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。