周向槽轴向位置影响机匣处理扩稳能力的机理

为了揭示周向槽机匣处理轴向位置影响压气机稳定性的流动机理,采用试验与数值方法研究了三种不同轴向位置对机匣处理扩稳能力的影响。试验与数值结果均表明机匣处理轴向位置不变时扩稳能力最强,轴向位置前移次之,轴向位置后移最弱,对应的试验综合裕度改进量分别为10.3%,7.82%及5.65%。通过详细分析压气机叶顶流场表明,周向槽机匣处理轴向位置后移使叶顶前缘区域没有受到到周向槽的作用,叶尖部分间隙泄漏流在叶顶前缘形成低速带并造成进口堵塞。轴向位置前移使叶顶后部区域没有受到周向槽的作用,在叶顶通道出口部分叶高范围内形成低速堵塞区,流通能力弱。轴向位置不变的机匣处理对应的叶顶通道流通能力最强,因此扩稳效果最好。     

轴向位置变化对槽式机匣扩稳效果的影响

采用试验与数值手段研究周向槽处理机匣轴向位置对压气机性能的影响,在一亚声速转子上进行三种不同轴向位置的周向槽处理机匣试验.试验结果表明三个轴向位置的机匣处理均扩宽压气机的稳定工作范围,轴向位置不变时扩稳效果最好,轴向位置前移次之.数值计算所获得的裕度改进量变化趋势与实验的符合良好.通过详细地分析处理机匣轴向位置变化对压气机顶部区域流场结构的影响,揭示了周向槽处理机匣轴向位置对压气机性能影响的流动机理.      

周向槽机匣处理对某跨音转子性能的影响

为了研究处理机匣对压气机稳定性的影响并探讨其中的流动机理,采用数值模拟方法研究了一系列深度不同的周向槽处理机匣结构对跨音压气机转子Rotor37性能的影响。结果表明:叶尖泄漏涡与激波干涉后形成的堵塞区是诱发失速的主要原因。采用周向槽机匣处理可以显著增加转子的稳定裕度,且裕度增量与槽深度呈"双峰"关系;尺寸最优的浅周向槽和深周向槽可分别获得6.7%和7.3%的稳定裕度增加,而前者的效率损失更小。该处理机匣的扩稳机理在于减弱甚至移除了泄漏涡破碎形成的堵塞区。最后从动量方程的角度对深浅槽的扩稳机理分别进行了分析。     

评估周向槽机匣处理扩稳效果的新指标

在分析周向槽机匣处理扩稳装置结构的基础上, 采用三维粘性数值分析方法对带周向槽机匣处理的叶栅通道进行了计算, 获得一些有益的结果。首次提出用通过处理槽的气流流通量评估周向槽机匣处理的扩稳效果和扩稳能力, 分析讨论了处理装置的各种结构尺寸参数对扩稳效果的影响, 并得到大量实验结果的证实。为工程设计压气机机匣处理装置提供了理论依据。      

倾斜式周向槽机匣处理对压气机稳定性的影响

为分析倾斜周向槽机匣处理对跨声速轴流压气机NASA Rotor 37稳定性的影响,采用数值仿真方法研究了光壁机匣和倾斜周向槽机匣的扩稳效果。结果表明：经过周向槽机匣处理后,叶尖泄漏流被诱导进入周向槽,抑制了低速区的发展且泄漏流经过周向槽流出后能够吹除低能区,改善低速区造成的流道堵塞情况,扩大压气机的稳定工作范围;在设计转速下,5种不同形式的周向槽机匣处理都能够提高压气机的稳定裕度,其中,CT3的扩稳效果最好,稳定裕度提高2.86%,而峰值效率降低最少,仅降低0.7%;通过正交试验优化设计方法发现,样本9对于提升转子的稳定裕度效果最为明显,能够将稳定裕度提升2.95%,但会使峰值效率降低1.56%;当周向槽轴向倾斜方式不同时,会使得周向槽的周向截面及槽内流动发生改变,从而对压气机的稳定裕度和峰值效率造成影响。     

槽式处理机匣开槽数目对扩稳效果的影响

采用试验与数值手段研究周向凹槽槽数变化对压气机性能的影响,在一亚声速转子上进行4种不同槽数的周向槽处理机匣试验。试验结果表明,4种不同槽数的机匣处理都提高压气机的失速裕度,在相同槽宽下开槽数最多的扩稳效果最好,开槽数目最少的扩稳效果最次。数值计算所获得总性能与试验结果符合良好。通过详细地分析凹槽槽数变化对压气机顶部区域流场结构的影响,揭示了周向槽槽数变化对压气机性能影响的流动机理。     

低速轴流压气机周向单槽机匣处理扩稳实验研究

周向槽机匣处理作为一种有效的扩稳措施得到了广泛应用,但是缺乏对其机理的深入理解和认识。为此,在一台低速单转子轴流压气机上考察了周向单槽机匣处理随轴向位置变化的扩稳效果。实验中获得了单槽不同轴向位置的扩稳规律,在该台压气机上得出了扩稳效果最好的槽位于40%~60%轴向弦长,而当单槽位于27%轴向弦长附近时,其扩稳效果最差。在此基础上,选取了最优扩稳槽位和最差扩稳槽位进行详细的壁面非定常流场测量和尾迹测量,对比分析了光壁条件与各单槽处理机匣对叶顶间隙泄漏流和转子尾迹的影响。结果表明,采用扩稳效果最优槽位之后,周向单槽能推迟叶顶间隙泄漏流与主流交界面前移,以及减弱叶顶间隙泄漏流非定常性,且能明显增强尾迹区1BPF(叶片通过频率)的能量,同时减弱0.5BPF的能量,达到扩稳的目的。而对于扩稳效果最差槽位而言,叶顶间隙泄漏流与主流交界面直到失速前也无法跨过单槽从叶片前缘溢出,周向单槽改变了叶顶间隙内部诱发突尖失速先兆的扰动传播方式;另外,其对转子尾迹区0.5BPF和1BPF的影响也比较小,从而使得其扩稳效果减弱。     

非轴对称处理机匣的周向处理范围的实验

为了解决传统处理机匣对压气机"扩稳降效"的现象,打破处理机匣结构的轴对称传统,并设计了5种不同周向分布范围的非轴对称处理机匣.实验结果显示压气机的稳定裕度随非轴对称处理机匣的周向处理槽数的增多而单调增加,而效率则随处理槽数的增多先增加后减小.当非轴对称处理机匣的周向处理范围为120°时,能使压气机的稳定裕度和效率均有所增加,起到"扩稳增效"的效果.初步分析其原因是非轴对称的机匣结构改变了压气机叶尖的非定常流动.      

带周向槽机匣处理的离心压气机扩稳机理分析

机匣处理能够改善压气机稳定裕度，扩大其稳定工作范围。通过对带周向槽机匣处理的NASA低速离心叶轮（LSCC）进行了时间精确的全三维数值模拟，并对周向槽机匣结构和实壁机匣结构在近失速流量点工况下的计算结果进行了比较分析。分析结果表明，周向槽处理机匣对叶顶间隙泄漏涡的抑制是周向槽机匣处理扩稳的主要原因。     

槽式机匣槽宽变化对扩稳效果影响的试验与数值研究

 采用试验与数值手段研究周向凹槽槽宽变化对压气机性能的影响,在一亚声速转子上进行3种不同槽宽的周向槽处理机匣试验。试验结果表明3种不同槽宽的机匣处理都提高压气机的失速裕度,最小槽宽的扩稳效果最好,其他两宽槽次之。数值计算所获得总性能与试验结果符合良好。通过详细地分析凹槽槽宽变化对压气机顶部区域流场结构的影响,揭示了周向槽槽宽对压气机性能影响的流动机理。     

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。     

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.     

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。     

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.      

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。     

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。     

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。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.     

Thermal Stresses and Cracks During the Growth of Large-sized Sapphire with SAPMAC Method

本文利用有限元法对冷心放肩微量提拉法(SAPMAC)生长大尺寸蓝宝石单晶过程中的热应力进行了模拟计算,应用临界缺陷理论解释了裂纹的萌生与扩展机理。研究表明,晶体内的热应力主要与晶体生长速率,环境温度和结晶取向有关;较大热应力多出现在结晶界面,放肩、收尾以及直径急剧变化等位置;最大热应力总是出现在籽晶与新生晶体的界面附近。裂纹将在临界缺陷位置产生,并在应力作用下沿a或m面扩展。计算结果与实验结果基本吻合,通过晶体生长系统和生长工艺的改进,对晶体的开裂问题得到了有效的抑制。     

Optimization Design System for Composite Structures Based on Grid Technology

To solve the topology optimization of complicated multi-objective continuous/discrete design variables in aircmit structure design, a Parallel Pareto Genetic Algorithm （PPGA） is presented based on grid platform in this paper. In the algorithm, the commercial finite element analysis （FEA） software is integrated as the calculating tool for analyzing the objective functions and the filter of Pareto solution set based on weight information is introduced to deal with the relationships among all objectives. Grid technology is utilized in PPGA to realize the distributed computations and the user interface is developed to realize the job submission and job management locally/remotely. Taking the aero-elastic tailoring of a composite wing for optimization as an example, a set of Pareto solutions are obtained for the decision-maker. The numerical results show that the aileron reversal problem can be solved by adding the limited skin weight in this system. The algorithm can be used to solve complicated topology optimization for composite structures in engineering and the computation efficiency can be improved greatly by using the grid platform that aggregates numerous idle resources.