中德跨音速涡轮叶栅试验对比

叙述了中德合作课题“高负荷跨音速涡轮叶栅试验研究”的试验结果，通过同一VKI-1叶型在SB301和德国DLR哥廷根叶栅风洞的对比试验表明，两风洞所测得的主要性能参数基本接近。     

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。     

“孔窝群”端壁压气机叶栅实验研究

本文介绍在平面叶栅风洞上进行的“孔窝群”端壁叶栅和原始（光滑）端壁叶栅对比试验研究结果。试验研究结果表明,采用“孔窝群”端壁叶栅可以达到下述作用和效果：阻尼气流横向迁移,延缓通道涡的形成或减弱通道涡的强度,使叶栅端区出口气流角过转减少且沿展向分布更为均匀;可以适度增加叶栅端区掺混,从而降低端区低能堆积,降低大攻角（例如：５°,８°和１２°时）状态下的叶栅损失系数;在攻角５°至１２°范围内,“孔窝群”端壁叶栅流通能力增加明显,这有利于改善压气机和发动机性能     

优化叶型叶栅中的二次流

本文通过对两套采用优化叶型表面速度分布方法设计的“均匀加载”和“后加载”涡轮平面叶栅设计状态气动特性的比较,鉴别两种叶型的优劣,讨论了不同负荷分布叶栅的二次流影响,给出了影响叶型表面速度峰值、气流转捩点的参数。 试验结果表明,均匀加载叶栅的二次流影响较大。但由于其端壁二次流向二元区域渗透高度随工况马赫数的增加而减小,所以具有良好的跨音速特性。此外,两套叶栅叶片吸力面,气流转捩点不受进、出口马赫数影响,只受最大厚度位置制约;表面速度峰值对后加载叶栅而言只受进、出口马赫数影响,对均匀加载叶栅而言还要受攻角的影响,其值与进口马赫数成正比,与进口构造角成反比。     

高压涡轮导向器扇形叶栅试验研究

本文介绍了国内首次在平面叶栅风洞上进行的涡轮导向器扇形叶栅的试验方法和试验结果。扇形段由五个真实的高压涡轮导向叶片组成。试验中通过调整扇形段出13凸块的高度，可以获得满足要求的径向压力梯度。试验结果表明：该涡轮导向器扇形段叶栅在M2h≤1．05时，叶中截面处在带冷气和不带冷气时出口气流参数周向分布较均匀，周期性较好：在设计状态下．带冷气和不带冷气时靠近叶中的几个截面的出口气流参数沿径向的分布变化很小。     

冲角对正弯曲叶片扩压叶栅气动性能的影响

为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。     

平面叶栅中冷气射流三维分离的数值模拟

为了研究冷气射流对平面叶栅气动特性的影响 ,采用三阶精度Godunov格式和B L湍流模型求解三维N S方程 ,对冷气孔处于气冷涡轮叶栅的轴向位置为 5mm ,10mm ,4 3mm和 5 0mm ,喷射角度分别为 3 0°,60°,90° ,12 0°条件下进行了 16组方案计算。结果表明 ,叶片前缘冷气孔角度对流场底影响较小。越接近叶片尾缘 ,冷气孔角度对流场的影响越明显     

涡轮支板与导向器一体化气动设计方法研究

针对大涵道比发动机低压涡轮设计要求,开展了大、小叶片组合叶栅形式的低压涡轮支板与导向器一体化设计方法研究。以常规参数化方法为基础,建立了大、小叶片设计参数关联关系,提出1种参数化程度高和参数关联性强的大、小叶片组合叶栅参数化叶型设计方法,并用于低压涡轮支板与导向器一体化气动方案设计。结果表明:涡轮支板与导向器一体化气动方案的总压恢复系数为0.981,叶片表面载荷分布合理,流场质量良好,叶栅出口流场参数分布均匀且周期性好。涡轮支板与导向器一体化叶型参数化设计方法具有良好的工程应用价值。     

低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性数值计算

为了获得低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性,采用数值方法研究带冠动叶叶顶间隙对低压涡轮级气动性能的影响。 对试验测量的扇形带冠叶顶叶栅气动性能进行数值计算,得到的叶栅总压恢复系数与试验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠 性。对没有间隙和3 种动叶叶顶间隙条件下低压涡轮级的气动性能和动叶叶顶间隙泄漏流动特性进行对比分析。结果表明：带冠动 叶叶顶间隙增大导致转子叶尖的出口气流角增大和叶顶间隙泄漏量增加;涡轮级气动效率降低和叶顶间隙泄漏量增加与带冠动叶 叶顶间隙增大呈近似线性变化;在相同叶顶间隙条件下,出口马赫数对叶顶间隙泄漏量的影响较小;随着涡轮级出口马赫数的提 高,出口气流角度减小。     

侧壁附面层对涡轮平面叶栅试验结果的影响

用VKI- 1叶型组成的涡轮平面叶栅分别在德国哥廷根的EGG平面叶栅风洞和我所的超、跨声速平面叶栅风洞上进行了试验研究。录取了叶片表面压力分布、叶栅尾迹测量数据等。此外用皮托管测量了叶栅进口的总压分布及附面层厚度。作者阐述了侧壁附面层特别是附面层的位移厚度对涡轮平面叶栅流场的影响 ,并给出了相应的修正系数。这两个风洞的试验结果与其它欧洲叶栅风洞的试验结果作了比较。     

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。     

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。     

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。