耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算,建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台;引入差量法思想对配平策略进行简化,发展了一种差量配平法,解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题,显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程,空间离散格式选取2阶迎风Roe格式,时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式,湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究,对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明:与直接配平法相比,耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少,可节省至少60%的计算时间;使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节,但是可以在兼顾配平结果准确性的同时,降低配平计算代价,提高旋翼配平和流场计算的效率.      

领航跟随多导弹系统分布式协同制导

研究了具有领弹-从弹网络结构的多导弹分布式协同制导问题,首先运用代数图论和非线性系统一致性理论,分析了导弹局部通信拓扑与领弹-从弹网络化分布式协同制导系统性能之间的关系,进而设计了一类分布式的多弹协同制导律.该分布式协同制导可使领弹和从弹同时到达目标,且各相邻导弹间仅传输各自的可测状态信息,算法具有较低的通信代价和较好的可扩展性.最后给出了相关数值仿真算例,仿真结果验证了相关控制算法的有效性.     

航空发动机超声速巡航性能寻优控制研究

为解决航空发动机在不加力超声速巡航状态的性能寻优问题,提出进气道放气、风扇与压气机导叶角与燃油流量、尾喷管喉道面积五变量的序列二次规划优化调节方案,验证了航空发动机在最大安装推力、最小油耗、最低涡轮前温度三种控制模式时,相比较于传统的不带进气道放气的四变量优化方案,五变量优化方案优势明显,可分别提升最大安装推力7.5%,降低燃油消耗率4.6%,降低低压涡轮前温度1.5%;同时,为满足机载发动机模型自适应要求,建立基于输入端带积分补偿的卡尔曼滤波器的发动机自适应模型,并验证了航空发动机在发生蜕化时,五变量优化方案同样具有全局寻优优势。     

超声速飞行器侧向喷流干扰流场传统数值模拟方法的误差分析

使用CFD方法,分别就真实喷管边界和简化喷口边界,计算超声速飞行器侧向喷流干扰流场,研究边界条件对干扰流场及气动力的影响.使用k-ε湍流模型封闭雷诺平均N-S方程,利用非结构网格对流场进行空间离散.通过对比,计算结果与实验值吻合良好,证明该方法具有一定可靠性.进一步研究表明喷流边界条件对喷流干扰流场具有一定影响:相对于简化喷口边界,真实喷管边界喷流出口的非均匀性导致喷口上游分离涡和激波位置较为靠前,从而引起附加气动力和力矩的变化;由于摩擦阻力的作用,真实喷管静推力存在损失;喷流压比为500时,总法向力和总俯仰力矩在两种边界条件之间的误差分别为8.21%和22.4%,误差较大.在进行侧向喷流干扰流场的精确计算时,需要考虑边界条件的影响.      

真空条件下液滴闪蒸的非均温建模与分析

为深入揭示液滴在真空环境下的闪蒸机理,建立了真空闪蒸全过程、非均温的传热传质数学模型,获得了各时刻液滴温度场及半径,并能够追踪结冰阶段的相变界面位置.通过开展液滴闪蒸的实验研究,观察了相变前后液滴的形态变化,并对数值模型进行了验证.基于数学模型,研究了液滴初始半径、初始温度、真空舱压力和结冰过冷度对闪蒸过程的影响规律.结果表明:真空舱压力是影响闪蒸过程的主要因素,且会影响最终平衡温度;初始半径主要影响预冷和冻结时间,而初始温度和结冰过冷度主要只影响预冷时间.      

高负荷对转压气机尾迹涡级间迁移影响因素研究

为探究高负荷对转压气机上游转子尾迹脱落涡级间迁移的影响因素,截取高负荷对转压气机60%叶高叶型,保持叶型几何、总压比不变的前提下,分别取12%,20%,25%,30%,35%,45%下游转子弦长的轴向间隙进行了非定常数值模拟。研究发现,在每个轴向间隙下,尾迹脱落涡迁移至下游转子前缘平面的周向位置均不随时间发生变化;当轴向间隙改变时,尾迹脱落涡迁移路径随之发生变化。基于理论分析和数学推导,建立了高负荷对转压气机尾迹脱落涡级间迁移轨迹的无量纲准则关系式,并结合通流计算与激波模型,发展了预估上游转子尾迹脱落涡迁移轨迹的方法,为设计阶段考虑非定常效应提供指导。     

区间变时滞系统的时滞相关鲁棒非脆弱H_∞控制

针对一类区间变时滞不确定系统的时滞相关鲁棒非脆弱H_∞控制问题进行了研究。基于时滞中点分割法和互凸组合技术,构造了一个包含四重积分项的Lyapunov-Krasovskii泛函(LKF),并利用新的积分不等式方法给出了LMI形式的时滞相关有界实判据;基于此给出了该系统非脆弱H_∞控制器的设计方法,该方法不需要参数调节且易于实现。仿真结果表明,所推导的有界实判据和所设计的控制器具有很好的鲁棒性和非脆弱性。     

缝翼结构参数对翼型流场和气动噪声的影响

缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺平均(RANS)和大涡模拟(LES)方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特性分析;其次,利用FW-H声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。     

叶尖间隙控制系统悬浮管换热单元数值研究

为了改善机匣内横流影响,提高冷气的热沉利用效果,设计了一种叶尖间隙控制系统新型悬浮管式冷却结构,并抽象出典型换热单元开展数值模拟研究。重点关注了悬浮管上冷却孔冲击雷诺数、冲击孔间距、冷却空气出流方式等对该冷却结构流动换热特性的影响。研究中发现:悬浮管相邻冲击射流之间会相互影响并形成"喷泉流"现象;随着悬浮管冷却孔冲击雷诺数减小、冲击孔间距增大,冲击靶面换热效果降低,"喷泉流"现象不再明显。同时由于悬浮管本体及盖板的空间限制作用,冲击腔中会形成沿周向、轴向的横流。研究结果表明,当机匣侧方位冷气出流时,机匣表面沿轴向的横流最为明显。相较于机匣侧面出流,盖板垂直出流以及盖板垂直/机匣侧面同时出流时,两高肋之间区域的换热得到明显加强。其中垂直出流时增幅最大,可达20%。     

镍基高温合金紧凑拉伸试样侧槽优选研究及试验

为了获得平直的紧凑拉伸(Compact Tension,CT)试件裂纹扩展前缘,对带侧槽CT试样的侧槽进行参数化表征,采用有限元方法研究侧槽对裂纹尖端应力强度因子的影响规律,对CT试样的侧槽进行优选。获得了使CT试样裂纹尖端应力强度因子沿厚度方向方差小于0.1(MPa·m1/2)2的侧槽形状。与标准CT试件裂纹扩展试验对比,结果表明,优选的带侧槽CT试件沿厚度方向裂纹扩展更为均匀,方差为标准CT试件的30%。为了研究电位法经验公式计算带侧槽CT试样裂纹长度的适用性,进行了对比分析。结果表明,对于带侧槽CT试件,利用非线性公式计算的裂纹长度与试验结果误差最小,不超过0.7%。优选侧槽CT试样裂纹扩展更平直;电位法测量带侧槽CT试件裂纹长度,非线性公式计算裂纹长度的误差更小。