飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要.研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正.研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应.仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑.     

基于分岔理论的轴流式压气机旋转失速主动控制技术

旋转失速是轴流式压气机的一种基本气动不稳定工作现象, 首先通过对Moore-Greitzer压缩系统模型的非线性动力学分岔分析, 发现旋转失速是由亚临界的音叉分岔所造成;其次提出了一种基于分岔理论的非线性主动控制算法, 采用压气机压比作为输入测量信号, 节流阀位置作为输出激励信号;最后采用分岔软件AUTO进行了计算机数值仿真, 仿真结果表明, 提出的非线性主动控制算法使得音叉分岔由亚临界转变为超临界, 从而消除了旋转失速迟滞环, 以及扩大了压气机的稳定工作范围.此外, 由于控制系统仅仅需要一维布局的传感器和激励器, 因此同时具备了较好的工程应用前景.      

轴流压缩系统动态失速的简化模型

在原Moore-Greitzer模型的基础上,发展了一个描述轴流压缩系统动态失速过程的一阶非线性模型。该模型耦合了旋转失速和喘振,并考虑了旋转扰动波中高阶谐波分量的影响,可用于详细分析旋转失速/喘振的动态特性、由失速状态退出的恢复特性,及系统参数的影响等。     

旋转失速激振力作用下航空发动机转子振动特性

为分析转子系统在压气机旋转失速故障作用下的横向振动，针对某型航空发动机转子系统，根据Mansoux模型推导了旋转失速下的压力、流量脉动响应及旋转失速横向激励力模型，并结合不平衡力、碰摩力模型，建立了航空发动机转子系统的动力学模型.仿真计算了不同工况下旋转失速激振力对转子系统振动响应，通过轴心轨迹图、频谱图、Poincare图、Bode图分析了旋转失速激振力对转子系统稳定性的影响.结果表明:旋转失速引起压气机转子强烈的非线性振动，并主要是低频振动.研究成果可为航空发动机设计和振动监测提供技术支持.      

过失速区的一种极限环振荡

本文采用谐波线化方法将飞机过失速区非线性继电器型的升力突变特性线性化,求得近似的简便的解析公式,确定出极限环振荡特性,并分析了产生此极限环振荡的物理原因。计算结果表明,本文采用的近似解析公式求得的结果与简化的非线性纵向扰动运动方程模拟计算结果相一致,同时也与参考文献[1]用图解法和参考文献[2]用数值积分法给出的结果相吻合。     

离心压缩机叶轮旋转失速的相空间重构及分形特征

结合非线性动力学中的相空间重构和分形理论,提出了一种分析离心压缩机叶轮旋转失速动力学特征的方法.采用数值方法对低速离心压缩机(LSCC)叶轮旋转失速状态进行了模拟,得到了失速工况下叶轮出口多个位置的气流压力时间序列.对各压力时间序列进行相空间重构,构造出一低维动力系统,其时间延迟和嵌入维数通过运用C-C方法得出.对重构的动力系统的相图进行了分形特征分析,计算了相应的分形维数.研究表明:叶轮旋转失速后系统的压力信号具有混沌特性,在相图上表现为具有分形结构,揭示了旋转失速后系统的动力学特征.计算分析分形维数后发现,数据采集点位于相同半径处计算得到的分形维数相近,约为3.39;数据采集点的半径增大时,分形维数减小.     

旋翼翼型动态失速模型参数识别及应用

为了拓展Leishman-Beddoes(L-B)动态失速模型的应用范围,以适应特定翼型的动态失速分析,在详细分析L-B动态失速模型特点的基础上,提出一种模型参数的识别方法。以SC-1095翼型为例,采用其静态升阻特性数据,对L-B动态失速模型中的参数进行了识别,并据此对该翼型的动态失速升阻特性进行了数值计算,计算结果与试验值吻合良好。     

基于B参数的轴流压气机过失速稳定性分析

基于2阶Greitzer模型,按照B参数的变化,通过对系统方程进行局部线性化,把从失速到喘振的过失速过程划分为4个阶段进行非线性分析,不仅观察到了临界点附近的系统变化规律,而且可以准确判定临界点的位置。在B参数大于临界点时的情况下,引入了Lyapunov稳定性理论和局部不变集定理对系统进行全局稳定性分析,结合仿真结果,表明系统轨迹趋近于稳定的喘振极限环。      

压气机失稳过程的幅值与频率理论研究

在压气机主动稳定控制与健康监控时,为了准确描述失速和喘振的幅值与频率特性,以压气机系统模型为基础,从动力学的角度,基于失速团的构成,应用模态波理论分析压气机失速行为;基于压气机喘振的一维振荡特性,应用强非线性理论分析喘振现象;通过分析推导并给出压气机失稳过程的幅值与频率理论描述。数值仿真表明:失速与喘振的幅值与频率是压气机特性、压气机结构参数与气流参数的函数,在失速过程中,模态阶数越低,其幅值越先出现并趋于稳定;扰动模态阶数越高,旋转频率越大;在喘振过程中,压气机出口节流系数越小,喘振幅值与振荡频率越大。     

最大Lyapunov指数用于压气机局部性能的分析

对压气机叶尖、叶根失速类型的判断有利于在设计中增加控制措施以扩大压气机稳定工作范围。压气机内部流动为复杂的非线性系统,利用非线性时间序列分析中的最大Lyapunov指数方法,分别对单级和15级低速轴流压气机稳定工作状态下不同叶高处的动态总压试验数据进行分析,发现最大Lyapunov指数较大的区域容易失速,得到了此压气机叶尖与叶根进入失速的先后顺序,与失速过程的动态总压信号利用低通滤波方法进行失速类型判断得到的结论相一致。     

包含处理机匣影响的压气机旋转失速稳定性模型

通过引入等价分布源方法,建立了处理机匣非定常壁面边界条件的数学模型,从而可以计算处理机匣对压力扰动波的影响。同时,将这一计算模块引入稳定性模型中,发展了可以包含处理机匣影响的稳定性模型。与某低压压气机以及NA SA的37号压气机的实验结果对比表明,所发展的三维旋转失速稳定性模型完全满足预测压气机稳定性的需求。此外,对37号压气机的数值计算表明,处理机匣的结构参数,如长度、背腔高度和壁面开孔率等都对稳定性有影响。理论上表明可以通过设计这些结构参数达到扩大压气机稳定性裕度的目的。      

压气机旋转失速的一个气动声学模型

 根据广义Lighthill方程建立了压气机旋转失速的气动声学模型。提出了一种应用声学方法获取压气机旋转失速特征参数(旋转失速传播速度、数目)的新途径并结合试验结果进行了具体的分析。此外,在简化假设下,用数值法分析了旋转失速特征参数对声音幅值变化的影响。     

对转压气机最先失速级的小扰动理论分析

 对转压气机(CRC)由于其独特的气动和结构优势而被认为是进一步提高航空发动机推重比的重要技术途径之一。在小扰动理论的基础上发展了对转压气机旋转失速的小扰动分析方法,并以实验室对转压气机为研究对象,采用小扰动理论和计算流体力学(CFD)数值模拟两种方法对不同转速匹配工况下的最先失速级位置进行了相应的研究,为对转压气机失速边界的预估探索一种快速有效的方法。研究结果表明:①旋转失速的小扰动分析方法可以较好地预估对转压气机失速边界和最先失速级位置;②小扰动分析方法和CFD计算结果均显示:转速匹配方案对对转压气机最先失速级位置存在明显的影响。当转速比大于或等于0.9时,转子2为最先失速级;当转速比小于0.9时,转子1为最先失速级;③由于小扰动分析方法进行了大量的简化,因而使得预估值同实际值之间存在相应的误差。同时,由于对转压气机级间存在较强的非定常性,进而使得相对误差进一步增大。     

失速起始检测的平均数值差分方法

为在压气机整机进入深度失速前检测到失速起始信号,提出了一种基于平均数值差分的短周期扰动检测方法。应用该方法对某轴流式压气机压力测量数据进行了分析。结果表明,平均数值差分方法可准确地在该压气机深度失速前0.02～0.05s检测到失速起始信号,具有一定的工程应用价值。      

轴流压缩系统中主动抑制旋转失速的数值模拟

提出一个可用于分析轴流压缩系统通过附加扰动主动抑制旋转失速的理论模型,利用该模型讨论了系统参数对抑制效果的影响及旋转失速和喘振之间的关系.结果表明该方法的抑制效果随着B参数及压气机级数、级负载的增加而降低;同一压缩系统发生一维喘振的工作点轴向速度系数由B参数及压气机轴对称特性共同决定,与特性线斜率无关;并且只有当喘振由旋转失速引起时,才可以通过抑制旋转失速来防止喘振的发生.      

Response and stabilization of a two-stage axial flow compressor restricted by rotating inlet distortion

This paper considers effects of Rotating Inlet Distortion (RID) on a two-stage axial compressor and the stabilization effects of a casing treatment subjected to the considered RID. In multi-spool engines, the downstream compressor suffers a RID when the upstream fan/compressor is in rotating stall. A controlled rotating sectional screen upstream of the compressor was adopted to generate the RID in different intensities, and co- or counter spinning direction compared with the rotor. The response of the compressor to inlet distortion was interpreted as the changes of stall margin. Results show that there are two peaks for the stall margin degradation where the distortion screen rotates near 20% and 70% of the rotor’s rotational frequency, respectively. Based on the measurements taken during the pre-stall process, it is suggested that the two frequencies are associated with the eigen frequencies of the compressor. Specifically, the first is associated with a stall precursor that is suspected as an initial disturbance existing in compressor and the second is related to a spike-type stall precursor. At last, a kind of Stall Precursor-Suppressed (SPS) casing treatment was applied to enhance the compressor stability in RID conditions. The result indicates that the stall margin is improved by 6% at an average level and there is nearly no efficiency loss caused by the application of such casing treatment.     

低速轴流压气机旋转失速边界的模型描述

从低速轴流压气机完整旋转失速过程所具有的突变性和迟滞性等典型动力学特征出发，通过对其拓扑性质的对比分析，证明压气机旋转失速与突变理论尖点突变模型在拓扑结构上具有相似性；以拓扑不变性定理为基础，通过发展有效的拓扑映射方法，建立了尖点突变模型的突变点集与压气机旋转失速突变点集之间的拓扑映射关系.在两台低速轴流压气机上的模型实际应用效果表明:尖点突变模型能够定性地描述具有突变型失速特点的低速压气机不同转速工况下完整旋转失速过程的突变性、迟滞性以及分岔特性，通过该发展的拓扑映射方法，可以将实验获取的失速点和恢复点完全映射到模型线上，这表明尖点突变模型能较为准确地描述旋转失速的失速边界.      

发动机轴流压缩系统逐级模拟技术

基于轴流压气机逐级过失速特性,建立了一个能够显示压缩系统喘振和旋转失速等过失速行为的一维非定常逐级模拟技术,发展了分析轴流压缩系统过失速响应的动态滞后方法。并将该模型应用于国内某型号的高转速、双转子压缩系统的过失速行为的分析,讨论了时间滞止的常数、燃烧室对压缩系统失速行为的影响,得到了合理的定性结果。     

轴流压气机失速初始扰动形式的实验研究

对一单级轴流压气机的旋转失速发展过程进行了实验研究。应用SFC分析方法识别出失速的初始扰动有旋转波和小失速团两种形式,并且发现,压气机结构型式对失速的初始扰动形式有很大的影响。单级压气机与弧立转子相比,其失速初始扰动形式更为明显地表现为旋转波扰动。