30kW级航空电驱动涵道风扇设计与试验

为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。     

基于 Kriging与多点取样算法的压气机特性建模

针对航空燃气轮机流量系数插值建模过程中,获取样本数据时的实验成本较高以及插值模型精度偏低这 2个问题,根据样本点在设计空间中的分布与模型精度的关系,在 Kriging插值模型的基础上,采用把垂距作为设计变量取值标准的取样算法。首先,将样本点与相邻 2点之间连线的垂距与垂距阈值进行比较,筛选出符合条件的数据点,形成候选点集;其次,选用高斯函数判定基础点集和候选点集的相关性;最后,使用该算法筛选后的样本点构建 Kriging插值模型。实验结果表明,该方法使用的样本点为原来数量的 70%左右,并且预测精度得到了提高,该方法是有效可行的。     

脉动背压离心压气机动态特性及稳定性

试验研究了脉动背压对离心压气机动态响应及喘振特性的影响规律。结果表明:脉动背压条件时压气机性能存在明显非定常特征,高频大幅脉动背压和陡峭的压比流量特性均可强化该非定常特征。基于试验结果,提出了脉动背压压气机非定常性能与脉冲特性及运行工况的关联模型。脉动背压导致压气机喘振边界左移,稳定运行范围最高拓宽12.3%。压气机向小流量工况趋近时,脉动背压引起的流场振荡减弱,但喘振所致的流场振荡逐步强化,致使流场振荡强度呈V型变化特征,表明了脉动背压与压气机气动稳定性之间存在耦合关系。研究探明了脉动背压条件对压气机动态响应和喘振特性的影响规律,对帮助真实运行环境压气机设计理论的发展具有重要意义。      

神经网络模型在压气机通流特性分析中的应用

为了解决通流特性分析程序中原始模型对压气机性能预测精度不足的问题,提高压气机通流特性分析过程的可靠性,基于对大量多圆弧叶栅的数值模拟结果建立了压气机叶栅性能数据库,并以该数据库为依托,采用神经网络建模方法建立了压气机叶栅基准损失系数和基准落后角模型。结果显示:两模型对叶栅基准损失系数和基准落后角的预测精度均满足工程应用要求,其精度分别为±0.002和±1°。在对采用神经网络模型的通流特性分析程序校验过程中发现,其无论对压气机整机性能还是对流动细节的预测精度上都获得了显著提高,尤其是在主流区。此外从压气机整体特性上看,基准损失系数和基准落后角精度的提高对非设计工况损失系数和落后角的预测精度影响是积极的。      

各推力级霍尔推力器研究现状与展望

介绍了霍尔推力器原理的基础上,推导分析了霍尔推力器推力的影响因素,总结了改变其推力的主要方法。概述了微牛级、毫牛级和牛级等不同推力级适用的航天任务类型,按照3个级别对国内外霍尔推力器型号进行了分类,分别对3个推力级各系列型号的发展及趋势进行了梳理与分析。对各推力级霍尔推力器发展的关键技术进行了展望。针对其中的技术瓶颈与发展趋势进行了总结分析。全面、系统地针对各推力级霍尔推力器进行了综述。结果表明:毫牛级发展最为成熟的推力级,而随着航天任务类型逐渐丰富,微牛级和牛级霍尔推力器发展潜力愈发突出;研究结果提出了霍尔推进器应提升整体性能、扩展推力覆盖范围,强化多模式工作能力,发展空心阴极以及探究不同推进剂等建议。该研究结果对于霍尔电推进的进一步发展具有参考价值。      

对转涡轮基本分析

对于对转涡轮基元级的特性,首先分析不同基元级的负荷特性应以单位叶列平均的负荷能力为准。其次,模拟常规级的经典分析,讨论了对转涡轮基元级的自变变量及定义了不同类型的典型对转涡轮基元级,按此可以很简明地得出它们在不同转速比下的负荷特性。同时,还初步比较了对转级与常规级的基元级效率。由此可见,对转涡轮的单位叶列负荷系数可比常规级有成倍的增长而且有更高的效率。     

固体运载火箭级间热分离仿真气体模型研究

目前,计算流体力学和飞行力学耦合仿真是模拟运载火箭级间分离较为流行的方法,而发动机内外流动建模则是运用该方法的关键。工程上,常用的方法是将发动机燃气与外部大气当作同一种气体组分处理,未考虑内外流动的多组分与燃烧效应。分析了化学非平衡流模型、双组分气体模型和常规单组分气体模型在火箭级间热分离流场计算中的适用性。化学非平衡流模型由于过高的计算消耗,不适用于火箭研制工程中大规模的参数化研究。而热化学等级较低的双组分气体和单组分气体模型由于计算量较低,具有较好的工程适用性。双组分气体模型计入了火箭燃气的特性,计算消耗远低于化学非平衡计算,且能够较好地预测火箭级间段的流动分离,在计算效率和计算保真度之间做出了较好的平衡,未来在工程研究中有较大的应用潜力。     

斜沟槽型机匣处理的实验研究

在一个亚音速的单级轴流压气机实验台上针对５种不同结构参数的斜沟槽型机匣处理进行了较为系统的实验研究。通过对总性能和基元性能,特别是叶片尖部流动的详细测量,证明了这种型式的处理机匣可以提高效率,但在稳定裕度上略有损失,并解释了其影响转子性能的机理。     

鱼鳞纹叶栅试验研究

鱼鳞纹叶栅临界马赫数比原型提高了９．５％,减少了４６．９％,比直纹叶栅也减少了１０．７％。最大二元静压比比原型高２．７％,比直纹叶栅高１．１７％。在原型叶栅不能达到的Ｍａ１＝０．８处,两种花纹叶栅均未堵塞。     

叶片安装角槽式轮毂处理的三维数值模拟

采用三维定常不可压Ｎ－Ｓ方程对叶片安装角槽式的轮毂处理的叶栅通道进行了数值模拟,分析了叶片安装角槽式的轮毂处理的扩稳机理,在计算中采用了非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ算法,并解决了因使用非交错网格离散方程而带来的压力场振荡的抑制问题,紊流模型采用ｋ－ε两方程模型。