多用途战斗机/涡扇发动机一体化循环参数优化

 针对多用途战斗机的特点,发展了基于飞/发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序,优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、重量组成分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法,利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法,分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多用途战斗机以及下一代先进多用途战斗机用涡扇发动机循环参数进行了优化计算,对计算结果进行了分析,获得了对多用途战斗机用涡扇发动机循环参数选择有指导意义的结论。     

基于飞/发性能一体化快速迭代的循环参数匹配

针对150 kN级大涵道比涡扇发动机总体性能参数匹配设计问题,以A340-300飞机对发动机的任务需求为例,采用基于飞/发性能一体化快速迭代优化方法,将飞机/发动机一体化设计与发动机总体性能优化设计进行耦合迭代,对多约束条件下的大涵道比涡扇发动机总体性能方案进行优化设计。结果表明：在保证发动机满足飞机任务需求和任务载荷要求,以及发动机尺寸、质量、污染排放要求等约束条件下,飞机的最大起飞质量较初始方案减轻约14.33%,较A340-300飞机的最大起飞质量减轻约8%～9%;燃油消耗量较初始方案减少约20.6%;在保证发动机与飞机良好匹配性的前提下,通过飞发优化迭代使发动机和飞机的设计难度都有一定程度地降低。采用的研究思路与方法是合理、可行的,具有工程实用价值。     

从航空发动机视角看飞/ 发一体化问题

从航空发动机视角对现役民用航空发动机、军用第3、4代航空发动机、在研高超声速飞行器组合动力装置、变循环发动机及智能发动机等设计中的飞/发一体化关键技术进行分析,总结了现役发动机进/排/发一体化设计、飞/发隐身一体化设计、第4代发动机飞机引气与轴功率提取的发动机一体化管控、高超声速飞行器进/排/发一体化设计、变循环发动机及智能发动机飞/发一体调控等关键技术研究情况,以期为推动航空发动机在飞/发一体化技术领域的快速发展提供有益参考。     

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。     

变循环发动机对战斗机任务性能影响计算研究

为了研究战斗机任务性能模型的可行性,以战斗机为研究对象,假设其安装变循环发动机,以F-22战斗机机内燃油和带副油箱的任务性能为标准结果,考虑全部的飞行过程,对所建立的模型进行可行性验证。结果表明:计算得到的F-22战斗机内燃油和带副油箱任务性能与文献中的标准结果十分接近,误差分别为0.76%和0.24%;假设的变循环发动机使得加速及超声速飞行等涡喷模式的耗油率降低20%,亚声速巡航航段涡扇模式的耗油率降低25%,变循环发动机能够使战斗机的转场航程增加27.2%,亚声速截击任务剖面的作战半径增加29.1%。本算法具有一定的准确性,可信度较高。     

基于改进NS-SOMA 的变循环发动机解耦控制方法

针对XTE76变循环发动机的控制结构问题,研究了2分块之间进行解耦的控制方法。基于内模原理,设计状态反馈控制器结构,以无超调快速跟踪和耦合抑制为目标,提出了改进的非支配序自组织迁移(NS-SOMA)多目标优化算法,在每代中按照与领导者的欧式距离均匀选择粒子进行迁移,提高了算法的收敛速度和精度,以此优化控制器参数,有效抑制了分块之间的耦合。同时研究了变循环发动机不分块的3变量控制方法,直接通过多目标优化抑制回路之间的耦合效应。在某型变循环发动机部件级模型上进行仿真验证,结果表明:不分块结构优于其他2种结构,相比分块控制结构,引起的最大耦合降低了30%,说明多变量综合控制更能充分利用现代控制理论解决回路之间的耦合问题。     

面向巡航任务的自适应循环发动机进/发匹配

进/发匹配是整个推进系统稳定、高效、经济工作的前提。针对自适应循环发动机的进/发匹配问题开展研究,提出利用自适应循环发动机特有的FLADE (Fan on Blade)部件实现亚/超声速巡航任务下的进/发匹配。首先,根据进/发匹配原理,分析了超声速进气道流量特性与FLADE部件的作用,在此基础上发展了超声速进气道/自适应循环发动机一体化数学模型;其次,研究了FLADE导叶开、闭状态下发动机的高度、速度特性,结合战机的亚/超声速巡航任务需求,设计了自适应循环发动机进气道捕获面积以实现进/发匹配;最后,在发动机亚/超声速巡航任务点进行了模拟仿真,结果表明在亚声速巡航点打开FLADE导叶吞入溢流能够使进气道的工作点从亚临界向临界状态移动,推进系统降低10.5%的油耗和1%的安装损失,在超声速巡航点下为同时满足进/发匹配特性及发动机安装推力需求,则需要关闭FLADE导叶提高推进系统的单位推力。     

涡桨发动机发螺一体化起飞推力优化控制

针对涡桨发动机对起飞阶段的快速响应需求,提出一种发螺一体化控制架构,通过油门杆综合燃油回路和桨距回路,提高系统动态响应。根据螺旋桨特性,设计起飞阶段推力优化控制策略,通过空速调度最大有效起飞功率,从而提升起飞阶段推力响应。仿真结果表明:这种发螺一体化起飞推力优化控制策略使得涡桨发动机起飞加速段推力平均增加2.59%,发动机加速到起飞响应时间小于2.5 s,有效提升了涡桨飞机的快速响应。      

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

大涵道比涡扇发动机循环参数优化算法研究及应用

针对多约束条件与多优化变量的大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题,提出了自适应三次变异差分进化算法,运用多个Benchmarks多峰函数对算法进行验证,并将该算法与大涵道比涡扇发动机性能计算程序相结合,对多约束条件下的循环参数进行了优化.计算结果表明:自适应三次变异差分进化算法比传统差分进化算法收敛精度更高、收敛速度更快,大幅度提高了大涵道比涡扇发动机循环参数优化效果,适合解决大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题.      

基于转速耦合的适配功率电机动力性能分析计算

适配功率电机是一种适用于城市重载电动汽车的新型驱动电机,具有转速耦合的特点。以6极适配功率电机为研究对象,阐述了适配功率电机设计原理及适用工况,运用电磁场理论及电机学理论知识,对适配功率电机动力输出性能进行对比分析计算,计算得出同一转速下减匝工作状态更能节约车载有限电能,并运用仿真分析软件进行验证。同时研究结果表明,与满匝工作状态相比,适配功率电机工作在减匝状态的机械特性更硬。最后,通过样机试验例证了以上理论计算与仿真分析的正确性,证明该电机设计模型是可行的。     

整体翼梁结构断裂特性分析方法与研究

研究飞机机翼中整体翼梁结构的断裂特性,采用有限元素法计算不同结构参数应力强度因子,根据最大拉应力原理确定裂纹扩展轨迹,分析不同结构参数在裂纹增长中对断裂特性的影响,给出可供飞机整体翼梁损伤容限设计参考的计算结果和结论.     

基于Kriging自适应代理模型的气动优化方法

气动优化设计中,引入代理模型可以有效减少计算周期,而运用有效的插值和选样方法(自适应选样)可以大大减少建立代理模型的时间,因此提出了一种基于Kriging自适应代理模型的气动优化方法。使用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到添加样本点更新代理模型,提高了代理模型的拟合精度。针对Kriging自适应代理模型的精确性和有效性,分别进行典型函数测试分析和翼型算例验证。结果表明:基于Kriging自适应代理模型气动优化方法可以实现高效的翼型气动性能优化设计。     

基于积叠线的风扇叶片优化与振动特性研究

为了改善航空发动机风扇叶片静强度和振动特性,以风扇叶片静应力和应变能密度指数为优化目标,采用Kriging 代理 模型和微种群遗传算法,分析风扇叶片重心积叠线周向构型变化对叶片强度振动性能的影响。以叶片重心积叠线周向构型为设计 参数,实现风扇叶片参数化建模和有限元网格的自动划分及有限元计算。建立航空发动机风扇“参数化建模—有限元仿真—强度和 振动特性优化”的一体化平台,对某宽弦风扇叶片进行优化设计。结果表明：优化后叶片中心的高应力区向叶尖偏移,叶根前缘的高 应力区得到了改善,最大静应力减小了5.45%,应变能密度指数减小了5.94%,在相同载荷下的第1 阶振动应力裕度从66.81%提高 到了70.46%;叶片的固有频率、振型和共振裕度等没有明显变化,表明此优化算法可有效改善叶片的静强度和振动应力分布,且不 会对其他振动特性产生不利影响。     

军用飞机效费综合特性研究

从目前军用飞机效费比概念在实际应用中存在的问题出发,以军用飞机效费综合特性为研究对象,阐述了其产生的背景、定义、内涵、度量方法、控制规律、参数体系和全寿命管理与控制的工作流程,建立了军用飞机效费综合特性及其全寿命管理与控制的基本理论、方法和技术框架。基于目前型号工程中的应用实践,对其应用前景作了进一步的展望。     

基于模糊自适应滤波的水下INS/DVL组合导航研究

由于水下环境的复杂性,多普勒测速(DVL)误差的均值和噪声方差等统计特性均存在跳变现象,影响了INS/DVL组合导航精度。为此提出了一种基于模糊自适应滤波的水下INS/DVL组合导航算法,通过实时监测滤波残差的均值变化以及滤波残差方差与理论滤波残差方差的不一致程度,利用隶属度函数在线修正多普勒测速偏差以及量测噪声的统计特性。本文改进了已有模糊自适应滤波算法未考虑观测误差均值跳变以及对残差方差变化过于敏感的问题,并对DVL零偏跳变进行了修正。试验表明,所提出算法对多普勒测速误差的均值和噪声方差跳变具有较强的适应性,能够有效提高水下INS/DVL组合导航精度。     

基于自适应模拟退火算法的航空电磁阀优化研究

电磁阀是组成航空发动机数字电子控制系统的重要部件,其响应的快速性是制约航空发动机数字电子控制系统性能的重要因素。根据某型航空电磁阀的设计原理构建了一种电磁阀数学模型,并使用设计参数及实际的试验、试车数据对所建成的航空电磁阀数学模型进行了验证。验证结果显示,所设计的电磁阀数学模型具有较高的动静态的精度,在此基础上,设计了一种基于自适应模拟退火算法的航空电磁阀优化方法,并对电磁阀的线圈匝数、阀芯质量、工作气隙的宽度和模型管直径等4个重要参数进行了优化。研究结果证实,相比于原设计方案,参数优化后的电磁阀开启响应时间缩短了50%,关闭响应时间缩短了45.4%。     

优化抗差自适应滤波器在深组合导航中的应用

为了提高惯性/卫星深组合导航系统的滤波性能,在抗差自适应滤波算法的 基础上,研究了一种优化抗差自适应滤波算法。该算法通过比较实际预测残差协方差矩 阵和理论协方差阵的差值来生成自适应因子,从而优化抗差自适应滤波。将所研究的算 法应用于惯性/卫星深组合导航系统, 在高动态环境下进行仿真验证, 并与常规卡尔曼 滤波、抗差自适应滤波进行比较。结果表明,优化算法能有效地控制观测异常和动态模 型异常对状态参数估值的影响,所得组合导航位置误差和速度误差明显减小,提高了组 合导航系统的滤波精度。     

基于MEMS-INS/GNSS组合导航抗差自适应Kalman滤波算法

标准的Kalman滤波器在组合导航领域得到了广泛的应用,然而在实际运动过程中,载体的运动模型是复杂多变的,无法准确掌握系统的动态特性。针对高动态环境下载体动态复杂多变特性带来的动力学模型难以精确构建问题,以及卫星跟踪环路信号易受扰动导致的观测信息出现异常粗差问题,设计了一种基于MEMS-INS/GNSS组合导航系统抗差自适应Kalman滤波算法,研究了优化自适应因子的求解方法。通过跑车试验证明了该算法能够有效地抑制误差发散,提供更加精确的导航定位结果,更好地控制观测信息误差以及动力学模型异常所带来的影响。     

基于产物分析的铁粉燃烧器燃烧特性实验研究

铁粉是一种潜在的绿色可再生金属燃料。为了探索铁粉燃料使用的可行性,改进铁粉燃烧器的设计方法,研究铁粉的燃烧特性,进而实现铁粉燃烧后能量的有效利用,文中采用自主设计的金属铁粉燃烧器,实现了铁粉与空气在常压下的自持燃烧,进一步研究了铁颗粒燃烧后产物的变化规律。在点火燃烧实验中发现,铁粉的最佳点火浓度条件在0.95～1.28kg/m³。利用扫描电子显微镜（SEM）、激光粒度分析仪（LPSA）、聚焦离子束（FIB）和X射线衍射（XRD）等诊断手段对燃烧产物进行了分析。结果表明,铁颗粒燃烧后颗粒形貌由不规则形最终变成球形,在燃烧过程中生成的产物会直接包裹在金属液滴的表面导致产物的粒度增大,在空燃比为0.55时,粒度的增大率为1.2,富燃条件下,随着空燃比的提高,产物的增大率变大。使用相图预测了铁颗粒在燃烧过程中出现的多层结构,利用FIB方法进一步分析了铁颗粒在燃烧反应中间阶段的层结构由外向内分别为Fe₂O₃,Fe₃O₄,FeO和Fe。