大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型数值模拟

基于CFD(计算流体动力学)数值模拟技术,分别对两个不同涵道比涡扇发动机叶栅式射流控制反推模型进行计算,分析了反推力的产生及控制机理,并详细分析了二次流喷射压比、喷射位置、喷射角度及主流压比对流场结构和反推性能的影响.采用与反推力成正比的参数反推质量流量比来衡量反推性能的优劣,计算结果表明:二次流喷射压力、喷射位置和喷射角度是影响反推性能的重要参数,并且在一定的风扇涵道流前提下,存在最佳的二次流喷射位置、喷射角度和喷射压力;由于二次流引气量的限定,限制了二次流射入深度,因此射流控制反推技术不能用于超大涵道比发动机.      

新型无阻流板反推装置流场结构和影响参数研究

应用CFD数值模拟技术,分析了基于二次流喷射的无阻流板涡扇发动机反推控制机理,并详细分析了二次流喷射的压力、位置、角度及喷流缝宽度对流场结构和反推性能的影响。在计算模型中没有考虑反推导叶,为此,用与反推力成正比的参数,即反推质量流量比来衡量性能的优劣。计算结果表明:二次流喷射压力、位置和角度是影响反推性能的重要参数,并且在一定的风扇涵道流下,存在最佳的二次流喷射位置、角度和压力;而二次流喷射缝宽度在一定范围内对反推性能影响不大。     

无阻流门叶栅式反推力装置数值研究

借助CFD技术对无阻流门叶栅式反推力装置开展了数值研究工作。反推力装置内部流线分布揭示了二次流喷口下游产生的旋涡结构缩减外涵通道正向流通面积、迫使外涵流体由叶栅通道流出产生反推力的流动特征。在叶栅通道结构尺寸一定的情况下,反推力性能由二次流喷射位置、喷射流量、喷射角度共同决定。随着喷射流量的增加,反推力性能提高,且存在一个临界二次流流量;当喷射角度增加,反推力性能反而下降,二次流逆喷产生的效果要优于垂直喷射方式。在二次流流量和角度一定的状况下,喷射位置对旋涡结构和大小没有影响,对外涵通道的堵塞效果却不同,喷射位置倾向于叶栅通道中间位置为佳。     

某型反推力装置室内试车台试验方法

反推力装置是大涵道比涡扇发动机的重要组成部件。对反推装置研制过程中的室内试车试验方法进行了总结,介绍了所用反推力装置结构、试车台反推力装置控制系统,阐述了反推涡壳装置的设计与安装使用方法,探讨了反推力测量系统,总结了反推装置静态与全状态的调试方法。试验结果表明:采用的试验方法可有效指导室内反推力装置试验,获得了发动机在不同反推力状态下的性能数据,对反推装置的室内试车试验方法的建立具有一定的参考价值。     

端壁非定常脉冲射流对高速扩压叶栅性能的影响

为探究非定常脉冲振荡射流对高速平面扩压叶栅气动性能、分离流动控制以及流场结构的影响,基于CFX数值模拟方法对平面扩压叶栅进行端壁非定常脉冲射流研究,分析射流效果随射流位置、角度和强度的变化规律。结果表明,通过角区脉冲射流可以显著提高叶栅气动性能,仅采用不足叶栅主流0.3%的射流流量,就能使叶栅出口总压损失系数降低28.66%。当射流位于吸力面侧分离起始位置稍下游时控制效果最佳;射流角度、射流强度和射流频率的最佳值分别为α=20°,C_u=110%和F⁺=0.80;脉冲射流具有较好的适应性,在来流冲角i=-8°～+4°内均能降低叶栅损失。脉冲射流主要通过抑制和推迟通道涡和集中脱落涡的发展,减小其影响范围来改善叶栅内的涡系结构。     

固体火箭发动机环缝式气动喉部研究

对固体火箭发动机气体二次流控制的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟.研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴几何参数对气动喉部调节性能的影响规律.计算得到了气动喉部的流场特征,即气动喉部的声速线起点在二次流喷口的下游,并得到了气动喉部特征存在的喷注范围.结果还表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能.      

抓斗式反推装置打开时反推性能参数计算

根据共形映射理论建立了抓斗式反推装置二维流动数学模型,得到抓斗式反推装置打开时反向气流喷射角ф与抓斗式反推装置几何参数间的关联关系.将该模型和涡扇发动机性能计算模型耦合,得到了抓斗式反推装置打开时反推参数的计算模型.以某型涡扇发动机为例,计算了着陆时反推气流角和反推装置几何参数,以及反推力随马赫数、发动机转速的变化关系,并与测量数据进行了对比分析.表明给出的抓斗式反推装置打开时反推性能计算模型具有较好的计算精度.      

戽斗式反推力装置气动特性数值仿真研究

在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。     

蚌壳式反推装置打开时反推性能参数计算

根据自由流线理论建立了蚌壳式反推装置二维流动数学模型,得到蚌壳式反推装置打开时反向气流偏转角 与蚌壳式反推装置几何参数间的关联关系。将该模型和涡扇发动机性能计算模型耦合,得到了蚌壳式反推装置打开时反推参数的计算模型。以某型涡扇发动机为例,计算了着陆时反推气流角和反推装置几何参数,以及反推力随马赫数、发动机转速的变化关系,并与测量数据进行了对比分析。表明本文给出的蚌壳式反推装置打开时反推性能计算模型具有较好的计算精度。     

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

基于燃气发生器的概念分析了分开排气涡扇发动机的效率划分。在此基础上,通过理论推导证明了分开排气涡扇发动机的最佳外涵风扇增压比的存在判据,及其单位推力、效率和耗油率极值的等价性。给出的判据可以作为实际分排涡扇发动机设计中的最佳外涵风扇增压比的选择依据。针对两型大涵道比分开排气涡扇发动机热力循环分析的结果表明:当外内涵排气速度的比值与风扇、低压涡轮效率的乘积相等时,发动机的总效率和单位推力最大,耗油率最低,从而证明了本文给出的效率划分和最佳外涵风扇增压比判据是合理的。      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。