飞行器外部电磁环境分析与辐射安全裕度试验方法研究

辐射安全裕度是系统级电磁兼容性的关键指标,是保证系统能够在使用环境下正常工作的前提。从安全裕度的定义出发,分析外部电磁环境对于系统安全裕度的重要意义,指出现有辐射安全裕度试验方法的缺陷。提出用于评估外部电磁环境的两种方法,并指出考虑外部电磁环境后辐射安全裕度测试的难点。文中还分析了系统对外部电磁环境的感应特性,提出一种新的辐射安全裕度测试方法,降低了测试难度,使安全裕度测试更加全面、有效。     

离心式压气机出口动态压力的关联维数特征分析

基于相空间重构理论,以800 kW离心式压气机在不同工况下的出口动态压力为研究对象,分析了其时域、频域和关联维数特征,目的是实现喘振识别。结果表明:系统稳态时,动态压力幅值小且随机特性强,系统的混沌特征较为明显。此状态下的关联维数曲线波动很大,饱和关联维数也较大(8~20),并且部分时段不存在饱和关联维数。而随着系统经过过渡过程进入喘振状态,压力幅值逐渐增大,频谱向低频段集中,表现出明显的周期特征,自相似特性增强。并且,关联维数曲线波动减小,饱和关联维数也相应减小。当进入喘振时,关联维数快速收敛到2左右并保持稳定,饱和关联维数也维持在2左右。在引入干扰信号的仿真实验结果显示,此方法的抗干扰性能较强,可以有效地判断离心式压气机的工作状态。     

连续式跨声速风洞与压缩机的气动性能匹配

结合连续式跨声速风洞运行特点和轴流压缩机特性,详细分析了风洞在不同运行工况下与压缩机的气动性能匹配特性。结果表明:在亚声速工况下,洞体阻力变化引起压缩机工作点连续变化且远离喘振区,压缩机运行安全性较高;在超声速工况下,洞体阻力小幅度的变化不影响压缩机工作点,压缩机运行较为安全,但洞体阻力大幅增大,可导致试验段超声速流动突变至亚声速,从而引起压缩机喘振和激波对试验段模型的冲击;压缩机设计时需要预留充足的压比裕量及较为合理的流量喘振裕度。     

基于孔边距约束和Shepard插值的孔位修正方法

在飞机装配中制孔的位置精度直接影响飞机的最终装配质量,自动化制孔以飞机数模为基准,受装配误差影响,在机翼翼盒等封闭结构中,难以确保制孔位置与骨架沟槽关键特征的边距满足工艺要求。提出一种基于孔边距约束和Shepard插值的自动化制孔位置评价及修正方法,通过激光跟踪仪及扫描仪获取实测骨架点云数据并进行去噪和配准,将骨架理论孔位映射到点云模型获得实际制孔位置,提取骨架沟槽关键特征的边界点并构造Ferguson曲线作为边界曲线,基于此计算制孔约束区域中实际孔位的边距及孔边距偏差。针对孔边距可能超差的情况,提出一种先基于孔边距偏差修正约束孔位再利用Shepard插值法修正其余孔位的孔位修正策略,在满足孔边距要求的同时保留了原孔位的行列分布特性。运用所提出的方法对某型飞机机翼骨架进行测量和数据处理,验证了该方法的有效性。     

带周向单槽的低速轴流压气机失速起始过程

为了深入认识周向槽轴向位置对压气机失速机制的影响规律,针对某叶尖敏感的低速单转子压气机开展实验测量与数值模拟相结合的研究。实验与计算结果均表明,位于叶片弦长中部的周向单槽扩稳效果最好,而位于叶片前缘下游20%~30%轴向弦长位置的周向单槽扩稳效果最差。进一步分析了利用非定常、多通道计算模型获得的数值结果,发现对于光壁机匣和扩稳效果最好的周向单槽机匣,泄漏流与主流交界面在近失速工况下到达叶片前缘位置,压气机通过突尖型失速先兆进入失速状态;对于扩稳效果最差的周向单槽机匣,泄漏流与主流交界面在近失速工况下仍位于叶片通道内部距离叶片前缘20%的轴向弦长位置,压气机经历了由准模态型失速先兆向突尖型失速先兆转换的失速起始过程。     

定压活门稳定性定量分析

提出了一种定压活门(CPV)稳定性的定量分析方法.首先通过稳态分析,得到影响定压活门稳态性能的主要参数.通过小偏差动态分析,获得定压活门闭环极点根轨迹图.提出临界进口压力概念,得到5个主要结构参数对定压活门稳定裕度的定量影响:弹簧刚度对稳定裕度影响很小;而增大阀芯直径,提高阻尼系数,增加负载,减小定压腔容积都分别能够明显提高定压活门的稳定裕度,计算结果与实际工程经验及AMESim仿真结果基本一致.最终,得出增强定压活门稳定裕度的改进措施和设计方法:①定压活门改进问题,最有效的方法为改动出口流通面积;②定压活门设计时,首先应根据其工作进口压力要求及最小负载,确定临界进口压力,然后通过动态分析,以阀芯面积和定压腔容积作为主要的设计参数.      

某三级低压风扇不同工况叶尖间隙的变化规律及气动影响

通过模型分析结合数值模拟,对某三级低压风扇不同工况叶尖间隙变化规律及其对风扇气动性能的影响展开研究.根据叶尖间隙预估模型计算发现,三级低压风扇叶尖间隙变化具有主要与转速相关,同一转速下从堵塞点到近失速点叶尖间隙的变化并不大的特点.针对这一特征,提出了评估叶尖间隙变化对稳定裕度影响的方案.通过对使用冷态装配间隙和模型预估运行间隙分别进行全工况特性线数值仿真,结果发现:转速越大,叶尖间隙变化导致的影响也增大.在该三级低压风扇100%设计转速,叶尖间隙变化会带来0.5%进口流量、0.5%最大绝热效率以及5%稳定裕度的差异.      

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.     

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比.通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法.为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验.研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析.     

双级跨声风扇双段轴向缝式机匣扩稳机理分析

以高负荷,高转速的双级跨声轴流风扇为对象,用数值模拟的方法研究了双段轴向倾斜槽类机匣的扩稳机理。计算得到的实体壁机匣和处理机匣的性能曲线与实验结果符合得较好。计算和实验均表明,双段缝式处理机匣扩大亚声速工况下的稳定工作范围。通过详细的流场分析表明,亚声工况下双级风扇第1级动叶吸力面附面层分离造成的叶顶通道阻塞是双级风扇流动失稳的关键因素。双段缝式处理机匣利用叶顶通道的压差在缝内形成回流,该回流将转子顶部通道内的低能流体抽吸进入缝中并向缝上游输运,在输送过程中在压差的作用下加速,最后在缝上游区重新进入主流。通过这种方式激励了转子顶部通道端壁区的低能气团,从而有效地扩大了亚声速工况下该跨声速风扇的稳定工作范围。