基于涡轮导向器增燃技术的总体性能与燃烧组织

为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标,应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧,提高涡轮内燃气温度,从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势,分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题,得出如下结论:①对于射流旋流方案,径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用;降低燃烧凹环内当量比,可提高燃烧效率,从而降低CO,UHC(未燃碳氢化合物),NOx等污染物排放量.②当二次气流角为60°时,射流涡流方案各项燃烧性能较好.     

引入杆位移抑制滤波器的驾驶员诱发振荡防范方法

对人-机闭环系统进行数学建模,基于 Neal-Smith频域准则,对建立的模型进行参数匹配。在该模型条件下,以对驾驶员诱发振荡(Pilot Induced Oscillation,PIO)现象的产生机理及诱发因素的研究为基础,深入探讨了在恶劣环境下 PIO的防范方法,并利用 Neal-Smith频域准则对该防范方法进行评估。通过开环特性和闭环特性分析,确立了引入杆位移抑制滤波器的方法来有效抑制 PIO的发生,为飞机设计研制过程中有效防范 PIO提供借鉴和参考。     

嵌入式大气数据传感系统的改进算法

简要介绍了嵌入式大气数据传感系统及其空气动力学模型,提出了求解动、静压和修正参数的改进算法.改进算法首先应用Moore-Penrose广义逆矩阵对非线性方程组进行简化.然后采用改进迭代算法和BP神经网络求解动、静压和修正系数.改进算法在精度、可靠性和实时性上都能满足系统的要求.应用BP神经网络,达到系统要求的精度所需要的计算时间只相当于原有算法的5%,具有更大的实时性优势.     

面向持续适航工程数据的大数据采集和处理技术初探

国产某型飞机在持续适航阶段开展事件收集、风险评估、工程调查和措施制定等工作时,需要机型资料、机队信息、运营记录、事故事件、局方信息等工程数据提供输入、参考以及辅助分析。研究了持续适航工程数据与大数据之间的关系,初步规划了面向持续适航工程数据的大数据系统架构,并通过以下自动化方式实现了相关数据的采集与处理,形成了持续适航工程数据库:首先利用网络爬虫数据采集技术实时准确地获取一些国内外公开数据;其次应用VBA语言对已获得数据进行整理与自定义处理;最后基于大数据的映射分析方法对这些工程数据进行分析。该持续适航工程数据库已有效应用于某型国产飞机持续适航体系的日常运行工作。     

基于红外视觉/激光雷达融合的目标识别与定位方法

近年来,基于可见光图像的目标识别在无人车感知领域得到了广泛应用.然而,可见光图像目标识别无法应用于弱光和黑暗环境.针对于此,提出了一种基于红外视觉/激光雷达融合的目标识别与定位算法.首先,通过基于颜色迁移的数据增强训练方法,提高了红外目标识别算法的泛化性能.继而,提出了一种基于激光雷达修正的单目深度估计方法,通过视觉图...     

考虑鸟撞的航空发动机叶片动态拓扑优化设计

为了实现航空发动机冷端风扇叶片在考虑鸟撞情况下的轻量化设计,从结构拓扑优化计算的角度出发,对该问题展开深入的研究并提出具体的解决方案。针对叶片优化中存在的优化模型建立,结构动态工况优化,多条件约束并存处理,多工况联合优化等关键问题,进行了理论上的深入分析研究,阐述了结构多约束、多工况动态优化的理论基础,并结合相应的数值计算平台,提出了风扇叶片分步优化计算的方案,对航空发动机叶片进行拓扑优化计算。计算结果显示,最终的叶片轻量化结构满足所有鸟撞与离心载荷多工况的优化约束条件,拓扑结构中材料分布合理,在满足适航条例强度要求的同时质量减少达37.9%,具有一定的实际参考应用价值,同时所提出的动态优化计算方案,在工程结构的动态优化中具有广阔的应用前景。     

鸟撞工况下HCA动态拓扑优化整级叶片的数值模拟

航空领域中飞机发动机在满足抗鸟撞性能的前提下,实现轻量化是关键问题之一。针对航空发动机冷端风扇叶片,基于HCA算法的动态拓扑优化方法对叶片实现进一步减重,为了验证该动态优化方法的有效性,建立了鸟撞航空发动机整级叶片冲击动力学有限元模型,模拟受气动与离心载荷作用下高速稳定旋转的发动机风扇叶片遭受鸟体撞击的瞬态响应过程。基于LS-DYNA软件平台,对考虑了鸟撞的多工况、多约束条件下叶片的动态优化结果与优化前叶片的多项动态响应指标进行了对比分析,证明了HCA动态拓扑优化方法比传统叶片轻量化方法更为优秀,在满足适航条例强度要求的同时可使叶片减重比达到37.9%,论证了在叶片轻量化设计上基于HCA算法的动态拓扑优化方法的可行性与优越性。     

不同推力级高涵道比涡扇发动机结构与力学特征定量评估

针对不同推力级高涵道比涡扇发动机的结构设计与定量评估的需求,修正了弯曲刚度轴向分布系数和变形协调性参数的计算公式。对不同推力级的典型高涵道比涡扇发动机CFM56与GE90采用结构效率评估方法进行计算与对比,结果表明:GE90高压转子的弯曲刚度分散系数高出CFM56高压转子的17.7%,大尺寸发动机高压转子应当增强局部刚度;在承载能力设计中大尺寸发动机重点关注风扇处可能引起的转静件碰摩,小尺寸发动机重点关注间隙变化带来的气动效率损失;两台发动机低压转子的弯曲应变能系数均大于20%,对连接结构的设计应当避免应变能集中处;GE90转静间隙变化量范围[-4.5mm,2.3mm],明显高于CFM56的[-1.4mm,1.0mm];在不平衡量作用下,整机振动动力学响应及敏感度分析中,需同时关注不平衡量的大小和相位的影响。     

基于激光选区熔化的航空发动机喷嘴减重设计及制造技术研究

航空发动机喷嘴是影响燃烧性能的关键部件,其组件众多、结构复杂,尤其内部流道加工困难,导致制造周期长、成本高。然而,作为非主承力件的喷嘴非常适用于激光选区熔化制造技术(SLM),这得益于激光选区熔化加工精度高,自由成形能力强,材料组织致密度高。基于SLM可实现自由制造的技术优势,首先对喷嘴的壳体组件进行了一体化设计,并进行了受力分析和拓扑优化,然后采用SLM打印了成形件,经过测量,可获得13.5%的轻量化效果,打印误差小于0.2mm,满足局部精加工的余量要求,随炉试件力学性能达到传统铸锻件水平。SLM简化了喷嘴的加工工序,缩短了制造周期,流道成形精度高,达到了减轻重量和改善性能的目的。     

考虑附面层影响的二元混压式进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑附面层修正,设计了一种飞行马赫数Ma=3.0的二元混压式进气道.通过数值仿真,模拟了激波-边界层的相互影响,研究了附面层抽吸对内流场的影响,获得了进气道内部复杂的流场分布,以及不同背压下进气道的起动特性.计算表明所设计的进气道性能较好,附面层抽吸对稳定正激波有明显的作用,提高了进气道抗反压能力.给出的方法可用于二元混压式进气道的初步设计和验证.