垂直于叶片弦线方向喷气对转子稳定性的影响研究

以NASA Rotor37为研究对象,采用数值模拟的方法进行叶顶喷气对转子稳定性的影响研究。研究表明,在叶顶垂直于叶片弦线方向喷气可以达到扩稳效果,其扩稳机理在于通过喷口喷射出的高速射流把叶顶泄漏流吹向转子吸力面,减弱了叶顶泄漏流对主流的影响,使得转子叶顶堵塞区域减小,改善了叶顶区域的流通状况,从而得到扩稳效果。在喷气流量对转子稳定性的研究中,喷气流量越大,对增强稳定性越有利。在所选取的1%,1.5%和2%三种喷气流量水平下,2%的喷气流量可以使转子的流量裕度提高4.24%,综合裕度改进量提高5.16%。此外,不同喷气流量对转子的流场影响不同,随着喷气流量的增大,除了可以降低叶顶前缘负荷外,还可以通过将激波位置推向下游,从而有利于减弱流动分离,对转子稳定性的提升更为有利。     

旋翼螺旋桨巡航及悬停状态气动特性研究

为了提高旋翼螺旋桨的综合气动性能,本文基于叶素-动量组合理论,并耦合了计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）方法,设计了一款旋翼螺旋桨,进行了螺旋桨巡航及悬停状态的气动特性计算及流场仿真,计算结果与风洞试验数据进行了对比分析。研究结果表明,在进行网格无关性研究基础上,数值计算与风洞试验的误差较小,设计点平均计算误差为3.0%左右,所采用的CFD计算方法具有较高准确性和可信度。设计的旋翼螺旋桨巡航效率高于80%,悬停效率高于70%,具备了较好的巡航及悬停的综合气动性能。     

转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能及流场结构影响机理研究

为了研究转子叶尖开缝对跨声速轴流压气机性能和流场结构的影响机理,设计了一种渐缩式射流缝,并提出在转子叶尖不同相对位置开缝的流动控制方案,通过数值计算的方法对各开缝方案与压气机的流场进行对比分析。结果表明,开缝位置靠近前缘时压气机总压比提升了1.39%,但综合稳定裕度降低了0.18%;开缝位置靠近尾缘时,压气机总压比提升了2.78%,综合稳定裕度也提升了1.38%。分析发现,转子叶尖开缝能有效控制转子叶片表面流动分离,缓解叶尖通道堵塞,在所研究范围内,开缝位置越靠近尾缘,对静叶通道流场性能改善越明显,削弱气流分离的同时还能抑制气流沿叶高方向潜移,极大程度提高了压气机流场性能。     

大小叶片轴流压气机转子流动特性分析

采用全三维粘性数值模拟手段，通过与按常规设计转子对比的方法，分析研究了大小叶片轴流压气机转子流动特性，分析结果表明，大小叶片转子流场在叶根亚声速区的流通能力增强，在叶尖跨声速区可以产生更加有利的激波体系，小叶片可以有效地控制叶栅槽道中气流扩散，在较高负荷和相同喘振裕度的条件下，大小叶片转子可以比按常规设计的转子在更高的压比，效率和流量下工作。     

动态神经网络在液体火箭发动机故障检测与分离中的应用

应用动态神经网络在线辨识方法，提出了一种液体火箭发动机故障实时检测与分离基本系统。检测逻辑通过度量包含发动机故障信息的辨识残差信号实现火箭发动机故障检测，故障分离通过分析辨识误差相关函数的不同空间特征来实现。仿真研究表明动态神经网络可成功地应用于泵压式液体火箭发动机故障检测与分离。     

基于知识的转子系统建模与动力分析

提出了一种新的航空发动机转子系统模型化及分析法，将计算机辅助模型化、子结构模态综合法与复杂结构设计的专家系统技术相结合，利用知识库存储的知识，进行转子系统模型建立、模型的分析诊断和转子系统的再设计。     

转子越过临界转速的振动特性试验研究

以盘偏置单盘双简支试验器转子为对象,由加速与减速的幅频特性曲线确定转子的临界转速。以幅频特性曲线模态计算法确定盘处的偏心距和阻尼比,用弯、扭耦合传递矩阵法计算临界转速及稳态不平衡响应,同时分析了偏心距及初始弯曲按一阶振型分配时,转子越过临界之振动特性。由试验与理论分析结果表明,加速度对振动特性有明显的影响。     

高低压转子间耦合影响的分析和计算

研究了转子耦合对高、低压转子稳定性的影响。采用一种新的快速收敛方法,利用畸变传递修正系数,通过调整压比来满足各子压气机出口静压相等的对耦合的影响进行了定量计算。结果表明,在估算发动机喘振部件时,高、低压转子间耦合的影响也是应该考虑的重要因素。     

Aerodynamic design optimization of helicopter rotor blades including airfoil shape for hover performance

This study proposes a process to obtain an optimal helicopter rotor blade shape for aerodynamic performance in hover flight. A new geometry representation algorithm which uses the class function/shape function transformation (CST) is employed to generate airfoil coordinates. With this approach, airfoil shape is considered in terms of design variables. The optimization process is constructed by integrating several programs developed by author. The design variables include twist, taper ratio, point of taper initiation, blade root chord, and coefficients of the airfoil distribution function. Aerodynamic constraints consist of limits on power available in hover and forward flight. The trim condition must be attainable. This paper considers rotor blade configuration for the hover flight condition only, so that the required power in hover is chosen as the objective function of the optimization problem. Sensitivity analysis of each design variable shows that airfoil shape has an important role in rotor performance. The optimum rotor blade reduces the required hover power by 7.4% and increases the figure of merit by 6.5%, which is a good improvement for rotor blade design.     

对转双转子系统临界转速求解方法的改进与对比

为解决对转双转子航空发动机临界转速求解的难题,满足转子动力学设计需求,结合商业有限元软件,给出直接法和完全法两种临界转速求解方法,并结合算例详细论述了方法的理论基础和求解过程,最终以谐响应分析结果加以验证。研究结果表明：基于商业有限元软件特征值分析的完全法不需要任何振型信息,就可对正反进动曲线进行区分,极大简化了对转双转子系统临界转速的求解过程,而由有限元软件生成矩阵后进行处理并计算的直接法不需迭代,可由一次特征值求解得到全部临界转速。某双转子系统临界转速的计算结果表明,直接法、完全法和谐响应分析的结果完全一致。双转子对转时,正进动临界转速曲线随非激励源转子的转速绝对值增加而降低,使临界转速分布规律区别于同转转子,其动力特性需予以细致考虑。