高负荷压气机径向间隙工程优化设计与验证

为减小径向间隙对高负荷压气机气动性能的负面影响,从工程实用角度出发,研究了压气机运转周期内转子叶尖间隙变化规律,对不同间隙对压气机性能的影响进行了对比分析,综合考虑气动性能和结构工程设计,对转子叶尖间隙进行了优化设计。基于可调静叶实际具体结构,研究了可调静叶圆台不同位置处间隙在不同转速下的变化规律,采用全三维数值模拟对不同静叶间隙气动性能进行了对比分析,并开展方案优化设计。将径向间隙优化设计方法应用于高负荷压气机设计中,试验验证表明:该压气机相对于第四代发动机的压气机平均级压比提高了16%,效率提高了1%,三维特性预估准确,验证了压气机转、静子叶片间隙优化设计的合理性和有效性。     

多级轴流压气机S2正问题气动性能优化

将求解多级轴流压气机特性的S₂正问题计算程序集成在ISIGHT优化软件上,构建压气机S₂正问题气动性能优化平台.针对某4级轴流压气机,通过调整沿径向截面的叶栅弯角、叶栅稠度、叶型最大相对厚度等参数,考核设计几何参数对S₂正问题计算效率目标函数的影响程度,择优选取设计参数作为优化变量,建立响应面模型,结合遗传算法,对目标函数进行优化.结果显示压气机特性整体提高,设计点压比增加19.6%,效率提高4.66%,折合转速1.0下的稳定裕度增大到22.32%,验证了构建优化平台在压气机气动设计中的实用价值,可供内流叶轮机气动性能优化设计参考.      

叶顶间隙和减振阻尼台对多级轴流压气机性能影响的数值模拟

以某多级轴流压气机为研究对象,采用数值模拟的方法研究了叶顶间隙和减振阻尼台对压气机气动性能的影响。研究揭示了叶顶间隙变化对叶顶泄漏流动的影响规律,分析了各级转子叶顶间隙变化对多级轴流压气机性能影响的相对大小。研究发现针对所研究的多级轴流压气机,第5级转子叶顶间隙的变化对压气机性能的影响幅度最大,当叶顶间隙从0.390 mm增加到1.007 mm时,级效率下降了1.72%;而其他级的效率下降幅度较少,最大降幅不超过0.6%。此外,研究了第1级及第5级转子叶片阻尼台对多级压气机性能影响,分析了阻尼台对流场结构及流通能力的影响,揭示了阻尼台影响性能的机理。研究结果表明,当存在阻尼台时,多级轴流压气机的峰值效率、峰值压比以及堵塞质量流量都会下降,其中峰值效率下降了1.6%,峰值压比下降了1.2%,堵塞质量流量下降了1.2%;尤其是第1级和第5级效率明显下降,第1级级效率下降约5.2%,第5级级效率下降约1.6%。在阻尼台存在的地方总压损失大,密流值会降低,流通能力会下降。     

静叶轮毂间隙对压气机角区失速的控制

为了研究静叶轮毂间隙对压气机角区失速的控制作用，以某1.5级轴流压气机为研究对象，采用三维数值模拟方法研究静叶轮毂整体间隙和部分间隙对压气机低工况点和设计点气动性能的影响。结果表明:整体间隙通过产生泄漏流削弱起始于轮毂表面终止于静叶吸力面的“龙卷风”旋涡的能量源，达到了控制角区失速提高压气机低工况点性能的目的，但间隙产生的泄漏损失会降低设计点性能。而部分间隙明显优于整体间隙，部分间隙的位置越靠近尾缘，低工况点性能提高的幅度越大，同时对设计点的损害越小。TAI2方案的低工况点流量增加了0.89kg/s，效率提高了1.25%，而设计点效率不降低。另一方面，只有当部分间隙增大到一定尺寸后间隙泄漏流才足以抑制角区失速团。      

叶尖间隙分布对内燃机增压压气机性能影响

采用三维CFD(计算流体动力学)方法,对两种相反叶尖间隙分布方式的无叶扩压器压气机级进行了详细流场分析,研究了叶尖间隙分布对跨声速离心压气机叶轮及扩压器性能的影响机理.结果表明,非均匀分布弦向间隙分布叶轮有较宽的稳定工作范围;出口轴向间隙小于进口径向间隙的压气机级压比和效率明显高于出口轴向间隙大于进口径向间隙的压气机级.较小的出口轴向间隙削弱了叶轮通道后半段间隙流动,显著提高了叶轮后部做功能力,获得更高的级压比;并使叶轮后部间隙涡强度及涡在叶轮通道和扩压器通道内耗散损失小,压气机级效率更高.      

轴流压气机级内污垢沉积影响的数值研究

采用三维数值方法,对具有一定典型性的真实压气机级NASA stage 35进行研究,通过与文献中实验数据的对比,校核了商业CFD计算代码的可靠性,得到的性能曲线与实验数据有较好的一致性;通过对污垢沉积引起的叶片厚度和壁面粗糙度的增加来模拟不同的污垢沉积程度对压气机级性能的影响。结果表明,增加壁面粗糙度将显著降低压气机级等熵效率和总压比,喘点和堵点的流量均有所下降,对稳定工作范围影响不大;增加叶片厚度大幅降低堵点流量而对喘点流量影响较小,使得压气机级的稳定工作范围明显减小;动叶壁面粗糙度的增加相比静叶对级性能的影响明显要大。     

粗糙度对多级压气机性能影响的数值模拟研究

为了研究粗糙度对多级压气机气动特性的影响,采用三维数值模拟软件CFX,对3.5级压气机进行了研究。结果表明,相比于端壁粗糙度,叶片表面粗糙度对压气机性能影响更大;不同转速下,叶片表面粗糙度的增大会造成压气机压比和效率的降低,并且粗糙度增大越快,性能衰退也越快,其中设计转速下粗糙度对压气机的性能影响更大,当叶片表面粗糙度达到50μm时,峰值效率下降了5.25%,对应压比下降了1.33%。前面级叶片表面粗糙度加剧了后面级角区分离和尾迹损失,在压气机性能下降中所占比重更大;而最后一级粗糙度对分离区的影响很小,主要是增加了尾迹掺混造成的损失。单级粗糙度对压气机稳定工作区间影响很小,而全部级粗糙度增大了压气机的稳定工作区间,这是由于粗糙度造成的近失速点处的流量下降相比于堵塞流量的下降程度更大。     

叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响

为研究微小型离心压气机在不同叶尖间隙下的性能变化,对某高速跨声离心压气机进行了带间隙的三维黏性流场数值模拟,详细分析了在不同的间隙情况下压气机内部流场特征和性能变化趋势.结果表明,随着叶尖间隙增大,叶轮流道内泄漏流动的强度明显增强,导致叶轮的增压能力下降,效率降低,以至于压气机整级压比、效率和流量都有所下降,压气机的稳定裕度也受到了明显的影响.      

叶顶间隙对多级轴流涡轮气动特性影响的非定常数值计算

涡轮叶顶间隙对其气动特性产生非常明显的影响,为了研究叶顶间隙对涡轮效率以及叶片温度场分布的非定常影响,采用非线性谐波法对多级亚声速轴流涡轮进行了非定常数值计算,与实验结果进行对比后发现,对于本文研究对象,4阶次谐波是考虑计算成本与计算精度的优化值;R1叶顶间隙由0.5%叶高增大至1.5%叶高,涡轮效率降低了0.44%,R4叶顶间隙由0.5%叶高增大至1.5%叶高,涡轮效率降低了0.76%;叶片高温主要集中在近叶顶区域,尾缘温度梯度变化最为剧烈;叶栅级间干涉效应导致高温区温度的周期性波动,温度波动幅值不受叶顶间隙高度的影响但波动区间随间隙增大而升高,静叶相对动叶温度波动幅值较大,S2温度波动保持在11K左右。     

大涵道比风扇/增压级叶尖间隙影响研究

以某大涵道比风扇/增压级为例,分析风扇转子叶尖间隙对风扇/增压级性能的影响。通过风扇外涵计算及试验结果对比,表明在各转速流量、压比下吻合良好,其中高转速试验效率略高于计算结果,失速裕度基本相当;当转速降低时试验效率偏高更为明显,失速裕度略高于计算结果。分别分析1.0转速、0.85转速以及0.6转速风扇叶尖间隙对风扇/增压级性能的影响,结果表明当转速较高时,随着间隙的增加,激波-边界层干涉与间隙泄漏流掺混导致了大间隙状态二次流损失增加,外涵设计点压比、流量、效率均有所降低,当间隙增加到一定程度时,失速裕度迅速降低;对低转速状态的分析结果表明,随着间隙的增加,设计点效率下降幅度相比高转速状态有所降低,失速裕度随着间隙的增加而增大,风扇外涵特性对间隙的敏感性降低。在各转速下风扇转子叶尖间隙的大小对内涵性能影响不大。     

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.