双喉道喷管与飞翼布局无人机气动数值研究

利用超椭圆方法,设计了双喉道射流矢量喷管的气动外形,并采用S-A湍流模型数值研究了次主流压比、次流方向及喷管外形参数对其气动特性的影响。研究表明,当确定次主流压比SPR=3时,可依次确定该型喷管外形参数分别为空腔长度l=3h,空腔扩张角θ1=10°,空腔收敛角θ2=30°,二次流注入角α=120°时,矢量喷管的气动特性最优。将设计的气动最优喷管与飞翼布局无人机后体进行一体化设计,数值模拟了喷管对飞翼布局无人机升阻特性的影响,结果表明,双喉道射流矢量喷管能够很好地运用于飞翼布局无人机。     

涡扇发动机故障诊断硬件在回路实时仿真平台

硬件在回路仿真是发动机故障诊断算法由理论转向实际工程应用的重要阶段,但目前航空发动机故障诊断算法的研究多数处于软件数字仿真阶段。构建民用涡扇发动机故障诊断算法硬件在回路实时仿真验证平台,开发考虑健康退化的民用涡扇发动机多维调度分段线性化模型,分析并模拟仿真民用涡扇发动机的四类典型常见故障。经过对相关诊断算法进行实验验证,表明该平台及使用的模型和方法都是行之有效的,具有一定的工程使用价值。     

基于技术参数评估的涡扇发动机总体性能设计分析

为了充分掌握各代涡扇发动机技术参数水平及其发展趋势,统计包括现役型号在内的15台2～4代涡扇发动机的总体性能参数、循环参数和部件参数,采用考虑涡轮冷却的总体性能计算和重量预测相结合的发动机技术参数综合评估模型并利用计算程序绘制趋势曲线,评估技术参数的发展趋势,结果表明技术参数逐年改善的趋势是比较稳定的,并用曲线趋势外推法取得下一代关键参数的定量数据。在此基础上探索下一代高推重比涡扇发动机可能的总体性能方案,为下一代先进涡扇发动机的预研和设计提供参考。     

小型涡扇发动机分布式控制系统总线触发机制研究

为分析比较2种总线触发机制(时间触发和事件触发)对航空发动机实时控制的影响,以某小型涡扇发动机为对象,采用智能节点型分布式结构,构建了其分布式控制系统数字仿真平台;利用True Time/Matlab工具箱展开网络实时仿真研究,系统各节点通过CAN总线进行数据通信。以此仿真平台为基础,对2种触发机制下发动机的转速响应以及对应的时延统计结果表明:在事件触发机制下发动机转速超调量比时间触发机制下的大2.32%;在不同网络负载下,在事件触发机制下的时延大小和尖峰数均大于在时间触发机制下的。最终认为时间触发机制更适合于航空发动机分布式控制系统。     

基于高效特征值分析方法的旋转失速先兆预测

旋转失速限制了压气机稳定工作的范围,对其进行深入理解并实现准确预测是控制失速、提高裕度的关键。现有模型大多基于一定程度的几何和流动简化,不考虑三维效应及流动复杂性,直接应用于三维压气机失速预测时仍面临巨大挑战。同时,尽管试验测量和模拟仿真水平不断提高,试验和数值模拟多为唯象研究,缺乏对压气机流动失稳根本原因的揭示。此外,由于三维复杂流动精细化测量和高保真模拟的复杂性,大多数失速研究针对某一压气机若干孤立工况开展,缺乏系统的参数化研究,难以提炼出旋转失速关键影响因素。为弥补试验测试空间分辨率低和非定常流动模拟成本高的缺陷,提出了一种基于三维流动方程高效特征值求解的全局稳定性分析方法。一方面可以获得试验测量难以达到的空间分辨率,另一方面能够以比非定常模拟小2～3个量级的成本获得丰富的三维流场小扰动发展过程。针对某典型跨声速压气机环形叶栅,所发展的分析方法计算成本仅为定常特性线计算的28%,相比于非定常计算实现了约155倍的加速,为压气机旋转失速准确快速预测和机理研究提供了重要的研究工具。     

中心分级贫油直喷燃烧室冷态流场特性

为了研究中心分级贫油直喷燃烧室冷态流场特性及头部结构参数对中心回流区的影响,采用数值模拟方法对不同结构 参数下的冷态流场开展对比研究,并对基准方案进行了试验验证。结果表明：副模收敛角度以及喷嘴轴向位置对回流区影响较 小,副模旋流叶片角度以及主副模头部径向间距对回流区影响较大。随着副模旋流叶片角度增大,副模出口旋流加强,引起出口 气流张角增大,使得中心回流区体积扩大;随着主副模头部径向间距增加,削弱了主副模出口气流在切向方向上的相互影响,主模 出口气流得以充分发展,中心回流区体积扩大。     

航空发动机高压转子模拟平衡工艺分析与控制

针对大涵道比航空发动机高压转子采用模拟平衡工艺缺少数学分析手段以及模拟转子技术指标缺少制定依据的问题,提出一种模拟平衡工艺量化分析方法。以过转子重心的静和偶不平衡矢量来表示转子不平衡状态,定义了包含质量偏差、重心位置偏差、转动惯量偏差和端跳偏差的模拟转子模型,结合模拟平衡过程和转位平衡原理,建立转子校正不平衡量和转位补偿量数学模型,以高压组合转子初始不平衡量来评估模拟平衡质量。结果表明：模拟平衡能替代组合平衡,被平衡的两个转子均具备装配互换性和装配对接角度不受限制的特点;本案例中为控制模拟平衡质量,模拟转子质量偏差应在±4%以内,重心位置偏差应在±2 mm以内,直径和极转动惯量偏差均应在±5%以内,端跳偏差应小于0.008 mm。     

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。     

向心涡轮跨声速导向叶片叶型设计及验证

以某先进辅助动力装置用膨胀比5.0级向心涡轮跨声速导叶为研究对象,从消除几何喉部前局部超声区及削弱尾缘激波强度两方面着手,对导向叶片进行了优化改进及叶栅试验验证,结果表明：采用大正攻角、小安装角的设计思路,减小喉部前吸力面叶型曲率,降低进口段的通道面积,提高了叶型前段负荷,消除了喉部前的过膨胀区,喉部前气流加速更为均匀;在吸力面喉部后构建局部内凹结构,可将原方案中吸力面尾缘处一道较强的激波变为两道较弱的激波,峰值马赫数降低,尾缘逆压梯度减小,尾缘激波强度得以削弱。试验结果显示：在出口马赫数0.9～1.1范围内,优化后叶型能量损失系数均有所降低,在出口马赫数为1.1时,能量损失系数可降低近20%。     

基于仿真的航空发动机进气畸变系统设计方法研究

进气畸变试验是航空发动机气动稳定性评定的重要方法。本文提出一种基于仿真的畸变网设计框架,克服了传统设计方法无法准确逼近目标畸变图谱、实验迭代次数多的缺点。提出了将畸变网格简化为多孔介质模型,采用CFD工具逼近目标图谱的畸变网设计方法。最终完成了300mm尺寸的畸变发生器的实物设计及风洞试验,实际的畸变指数与设计目标误差小于1%,试验结果表明设计框架可以高精度、高效地模拟畸变要求。