燃油离心泵多目标优化设计及仿真分析

针对燃油离心泵高效、高抗汽蚀优化设计问题,进行了基于损失模型和SQP算法下的多目标优化设计并进行了仿真应用。首先,考虑叶轮、蜗壳等通流部件内的水利损失、容积损失以及机械损失,建立表征离心泵效率的综合损失模型；结合基于必须汽蚀余量计算下的汽蚀表征函数以确定离心泵多目标函数。进而,利用SQP算法构造合理的适应度函数,结合约束条件确定离心泵多目标优化设计的数学模型。其次,对某型燃油离心泵进行基于SQP算法的优化设计并与其他常用优化算法进行对比。可以看到：各优化算法的最优结果几乎相似,但SQP算法对多维非线性方程组优化求解所用的迭代步数相对较少。最后,利用CFD技术进行仿真及外特性预测,以验证基于SQP算法下燃油离心泵多目标优化设计的有效性。结果表明：相比传统方法设计的原型离心泵,基于SQP算法优化的离心泵内流场压力分布相对均匀,流动损失更低,且进口流动有利于抗汽蚀性能；从外特性结果来看,基于SQP算法优化的离心泵高效工作区域相对宽广,必须汽蚀余量相对较低,抗汽蚀性能有所改善。     

飞行控制律对体自由度颤振特性影响试验

飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大，因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律，综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究，获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性，研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律，简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明：俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势，闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准，采用较小的比例回路增益K_P或较大的微分回路增益K_D，飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼，提高体自由度颤振速度，反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言，当K_P<0.07或K_D>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。     

小型电动无人机航程航时估算模型

小型电动无人机通常采用锂电池、无刷电机和螺旋桨组成能源动力系统，飞行过程中锂电池的实际工作电压发生变化，但飞机的总重量不变，其航程航时的估算方法与传统的燃油飞机有所不同。为了准确评估动力系统对飞机设计的影响，建立了以锂电池为动力的电动飞机推进系统模型，通过与实验数据比较，验证了各部分模型的准确性。利用该动力系统模型，对某款小型电动无人机进行了航程和航时估算，结果表明本文的建模方法准确有效，航程航时估算接近实验数据，可作为小型电动无人机设计的重要参考。     

飞机新原理电液自馈能刹车系统设计与优化

当前，传统飞机液压刹车系统普遍采用集中式的机载液压源作为动力，液压能通过能源管路传输到刹车作动器，整个系统零部件数目众多，管路布局复杂，由此带来的管路振动、液压油泄漏等问题突出，限制了飞机刹车系统可靠性和可维护性的提升。近年来，一种飞机新原理电液自馈能刹车系统被提出，将模块化的"自馈能装置"安装在机轮附近，回收机轮着陆时的旋转动能，并将其转换成液压能，用于刹车作动。提出了一种利用波浪曲面进行取能的专用取能机构，设计了自馈能系统紧凑型专用取能机构，研制了高可靠、低能耗、高抗污染的自馈能刹车系统原理样机，完全实现了自馈能，即使飞机失去全部动力也能正常完成刹车功能，使抗污染等级从NAS6级提升到NAS10级，可靠性和可维护性优于传统液压刹车。     

某型双座电动飞机设计与试验

沈阳航空航天大学一直致力于新能源电动飞机的研制，某型双座轻型电动飞机于2012年6月立项研制，该型电动飞机采用一台40 kW稀土永磁同步直流电机作为动力装置，全复合材料机体和板簧起落架结构。巡航升阻比24.1，起飞总重500 kg，最大飞行速度160 km/h，巡航速度110 km/h。该型电动飞机具有零排放、低噪声、运行成本低、使用维护方便等特点。参照中国民航CCAR-21部和美国ASTM标准，完成了电动飞机型号设计批准书TDA和生产许可PC取证。     

飞行器径向连接螺栓振动断裂分析

应用有限元分析结合试验数据，获得随机振动环境下飞行器径向连接螺栓的载荷功率谱密度（PSD）；采用基于弯曲效应的载荷与应力的线性关系，获取螺栓头根部的名义应力功率谱密度；基于Dirlik经验公式，获取应力随机过程的峰值概率密度函数和预期波峰数，联合Miner线性累积损伤模型及经应力集中系数修正的材料S-N曲线，评估径向连接螺栓头根部振动疲劳寿命，获得的结果与试验螺栓头断裂现象符合，并确定螺栓断裂原因为低频共振疲劳。     

Effect of scavenge port angles on flow distribution and performance of swirl-loop scavenging in 2-stroke aircraft diesel engine

Swirl-Loop Scavenging (SLS) improves the performance of 2-stroke aircraft diesel engine because the involved swirl may not only benefit the scavenging process, but also facilitate the fuel atomization and combustion. The arrangement of scavenge port angles greatly influences in-cylinder flow distribution and swirl intensity, as well as the performance of the SLS engine. However, the mechanism of the effect and visualization experiment are rarely mentioned in the literature. To further investigate the SLS, Particle Image Velocimetry (PIV) experiment and Computational Fluid Dynamics (CFD) simulation are adopted to obtain its swirl distribution characteristics, and the effect of port angles on scavenging performance is discussed based on engine fired cycle simulation. The results illustrate that Reynolds Stress Turbulence model is accurate enough for in-cylinder flow simulation. Tangential and axial velocity distribution of the flow, as well as the scavenging performance, are mainly determined by geometric scavenge port angles α_geom and β_geom. For reinforcement of scavenging on cross-sections and meridian planes, α_geom value of 27° and β_geom value of 60° are preferred, under which the scavenging efficiency reaches as high as 73.7%. Excessive swirl intensity has a negative effect on SLS performance, which should be controlled to a proper extent.     

流量调节器管路系统自激振荡特性研究

流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象。为了深入认识自激振荡产生机理，结合某稳流型流量调节器及管路系统，基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究。数值仿真得出自激振荡频率为94Hz，与发动机试验结果一致。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用，三角形滑阀节流口能够抑制管路系统自激振荡。自激振荡产生机理是液动力随滑阀节流口型面振荡，并对管路系统形成正反馈作用，当流量调节器综合刚度系数<0时，管路系统就失稳产生振荡。某流量调节器的负载特性试验表明，随着流量调节器压降升高，管路系统稳定性变差。仿真获得的幅频特性，稳定边界与试验结果一致。     

涡轮基组合动力与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计

基于高斯伪谱航迹优化方法，建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法，针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器，以巡航航程最远为目标，完成了涡轮基组合动力（TBCC）与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明：对于可行的TBCC方案（起飞推重比为1.0），引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗，且对巡航航程有着一定的提升（4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%）；对于不可行的TBCC方案（起飞推重比为0.8），引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛，且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响，结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下，结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切，实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估，选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量，分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验，通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致，最大仅相差3.71%；得到了每个试件的EIFS，应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异；提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型，直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估；建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布，结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm，且在超越概率为5%时，7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。