叶片开缝和边界层抽吸耦合控制压气机失速裕度的数值研究

为了进一步优化压气机的整体性能，提出三种叶片开缝和边界层抽吸的耦合流动控制方案。首先，利用数值模拟的方法，研究叶片开缝或边界层抽吸对跨声速轴流压气机流场结构的影响机理。然后，详细研究了边界层抽吸分别与三种不同叶片开缝的耦合流动控制方案对压气机整体性能的影响。研究结果表明，与叶片开缝或边界层抽吸的单独应用相比，三种耦合流动控制方案都使压气机实现了更宽的稳定裕度。全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案稳定裕度改进量为1.27%，中间叶高开缝的耦合方案和上半叶高开缝的耦合方案稳定裕度改进量分别为1.67%和1.35%；在近失速点处，相比较全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案，局部开缝与边界层抽吸的耦合方案应用后，总压损失和效率降低；上半叶高开缝的耦合方案在三种耦合方案中稳定裕度最高，所以叶片开缝和边界层抽吸的耦合方案是可行的。     

真实进气条件下发动机稳定裕度损失评估

为了确定航空发动机压缩系统在进气总压畸变条件下的稳定裕度损失，开展了基于平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞中实测的总压畸变图谱进行等效转换，转换结果作为平行压气机模型的输入，得到畸变条件下压缩系统的稳定边界，再通过试飞数据确定压缩系统的流量，从而确定畸变时刻压缩系统的稳定裕度损失。对某型涡扇发动机进行计算，得到周向总压畸变强度为3.3%时风扇的稳定裕度损失为3.8%。通过对两种不同畸变强度的周向总压畸变的计算结果的对比，表明该方法可用于确定总压畸变条件下的稳定裕度损失。     

航空发动机进气温度畸变研究综述

进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素,本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源,介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展,总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次,分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性,介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步,对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准,介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后,列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术,分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。     

多级轴流压气机多排可转导/静叶联合调节规律研究

为了减少多级轴流压气机多排可转导/静叶联合调节对实验的依赖,利用Isight软件、HARIKA算法以及部分自编接口程序搭建可转导/静叶联合调节方案的优化设计平台。通过结合压气机原特性给定目标喘振边界并量化当前喘振边界与目标喘振边界的距离作为目标函数,从而便于快速获取压气机不同转速下多排可转导/静叶安装角的调节角度,实现压气机可转导/静叶的无级调节。并将此优化平台应用于八级轴流压气机,发现可转导/静叶的调节能力受限于调节级数,需仔细考虑所需的调节级数以达到预期的调节目标。优化后压气机非设计转速的喘振边界向左上方移动,如Case 2中70%转速时近失速点流量减小了17.94%,近失速点压比增加了4.93%,压气机的低工况稳定性得到改善。利用三维软件计算优化后的压气机特性,证明了此优化平台的可行性和有效性。     

基于天线驱动组件的多体卫星MIMO控制及稳定裕度应用研究

针对两输入两输出的多体卫星控制系统,采用工程中的天线驱动组件为天线转动提供驱动力矩,在天线小角度机动条件下,对此线性模型采用多变量频域设计法中的序列回差设计技术,设计卫星本体俯仰姿态和天线转动的多输入多输出(MIMO)控制器,利用Nyquist稳定判据证明系统的稳定性.在此基础上分别利用回差阵奇异值法和逆回差阵奇异值法计算MIMO控制系统的稳定裕度,将两种方法所得结果相结合以减小稳定裕度计算的保守性,最后通过数值仿真验证了控制算法和控制系统稳定裕度结果的有效性.     

扁平体空间非合作目标多指外包络抓捕构型设计

针对空间非合作目标抓捕问题,提出了一种扁平体空间非合作目标多指外包络抓捕最优构型设计方法。该方法的核心在于：选择抓捕机构的主手指并控制它跟踪包络点;根据抓捕机构的多指几何关系计算从手指可行抓捕构型;利用外包络抓捕约束条件,以及碰撞检测约束条件,筛选出有效包络构型。与已有方法相比,该方法采用主 从抓捕的简洁模式,可以大大降低抓捕构型优化的计算量,适用于空间非合作目标实时在轨抓捕。进一步,引入了抓捕安全裕度的概念,用于量化抓捕机构多指形成的抓捕包络空间和空间非合作目标运动包络之间的安全裕度。考虑到形成抓捕构型之前尽量避免空间非合作目标与抓捕机构发生碰撞,避免产生二次碎片,在设计抓捕外包络构型时选择最大抓捕安全裕度构型作为最优构型。将该算法分别应用到四边形和正五边形运动目标包络问题中,仿真结果表明了其有效性。     

一种气动控制式防喘装置通过初步试飞

防喘装置是预防导弹发射造成发动机空中停车的一种安全措施。在现代战斗机上,有无高性能的防喘装置已成为评定飞机先进性的重要指标。对防喘装置的基本要求应是不失时机的有效防喘 (或退喘);对发动机和进气系统的动态扰动和性能损失要小,推力恢复要快;不因防喘装置工作而影响飞机的有利作战姿态等。经过六年研制的气动控制式防喘装置,于 1990年在飞行试验台上以发射导弹燃气模拟器为试验手段,进行了吞烟试飞。初步试飞结果表明,该防喘装置基本满足了上述要求。该装置的基本原理仍是以脉冲方式向主燃烧室供油,但在供油机构和供油途径的设计等方面具有许多新的特点。      

基于重组信号混沌特性的离心式压气机流场诊断方法

为了快速、准确地对离心式压气机内复杂三维流场的稳定性进行非接触式诊断,提出了一种可以识别和预判离心式压气机内可能出现的旋转失速或喘振等严重非稳定流动结构的新方法.通过从叶轮出口处盖板侧壁压信号映射的递归图中提取出合适的混沌特性量化指标来实现流场诊断,并利用周向相邻测点信号的预先重组进一步改进了该诊断方法.使用已公开发布...     

燃气涡轮发动机的性能衰退分析

性能衰退是发动机性能的负向变化 ,是发动机老化的象征。本文对性能衰退的基本原因 ,性能衰退的类型 ,衰退的评估和性能恢复作了较为全面的分析介绍。     

主动段姿态控制参数与稳定裕度映射关系研究

针对固体导弹(火箭)主动段姿态控制系统,采用解析方式分别建立了控制参数与幅值裕度和相位裕度之间的映射关系。该映射关系不依赖于模型参数,在该映射关系的基础上,可以快速得到与期望的稳定裕度变化量对应的控制参数的变化规律,即可用于实现稳定裕度的在线调节。仿真结果表明,利用该映射关系较好地实现了稳定裕度的在线调节。