轴流压气机进口小总压径向畸变对失速颤振的影响

对进口流场畸变失速颤振的影响进行了实验研究。实验结果表明:小的叶尖径向畸变能抑制颤振的发作。对此现象用三维变形激盘法进行了计算。计算结果与实验符合。      

跨声速压气机低雷诺数下流动失稳机制研究

数值模拟了低雷诺数下跨声速压气机设计转速下内部流场特性.结果表明:在压气机流场内部存在从叶根向叶顶运动的附面层径向涡流,它由叶根附面层转捩区内的分离气流引发,从叶根向叶顶发展,并在叶顶聚集.随着雷诺数下降,该附面层径向涡的作用范围不断增大,在叶顶形成大面积分离区,在激波和间隙泄漏流诱发的阻塞尚未充分发展起来之前,该分离区产生的通道阻塞起主导作用,成为低雷诺数条件下影响压气机流动失稳的关键因素.      

带双扰流器喷雾装置的燃烧室出口温度场试验研究

本文采用装有3只小流量双径向扰流器混合杯式喷雾装置的二元矩形试验燃烧室,在常压和进口空气不加温条件下作燃烧试验,研究了不同的双扰喷雾装置对燃烧室的出口温度分布质量的影响。试验表明:正确设计的双扰喷雾装置相对于离心喷嘴将明显改善燃烧室出口温度分布质量;第一扰流器流量应小于第二扰流器流量;第二导流筒长度不应妨碍中心离心喷嘴油雾锥形成;相邻喷雾装置中气流旋向应相同。这对我国三大部件中短环形燃烧室研制有参考价值。     

低雷诺数下跨声速转子流动失稳及附面层抽吸扩稳研究

采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场.结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因.通过在该压气机转子叶片吸力面上不同的叶高和轴向弦长处进行抽吸,发现都可以很好的抑制附面层径向涡的发展,压气机转子的稳定工作范围明显扩大.此外还比较了不同的抽吸量对压气机的性能的影响.      

粉末冶金法制备航空青铜含油自润滑轴承

分别以Sn含量均为10wt%的Cu、Sn金属混合粉和Cu-Sn合金粉为原料,采用粉末冶金法(PM)制备了航空青铜含油自润滑轴承.分析了不同原料制备轴承的微观结构和相组成,表征了烧结温度对轴承的径向压溃强度、维氏硬度(HV)和含油率的影响.结果表明:不同原料制备青铜含油自润滑轴承的径向压溃强度、维氏硬度和含油率与烧结温度有密切关系.在780℃以下的烧结,以Cu、sn金属混合粉为原料制备的轴承与以青铜合金粉为原料制备的轴承相比,前者的孔结构更为均匀,而且具有更好的综合性能.     

基于RBF网络的航空发动机 terminal滑模控制

针对现代航空发动机是一个具有不确定性的强非线性系统,结合滑模控制和神经网络控制的优点,提出了一种基于径向基函数(radical basis function,简称RBF)网络的航空发动机terminal滑模控制方法.分析了传统指数趋近律的不足,提出了一种改进的指数趋近律来削弱抖振.该控制器采用terminal滑模面,并且利用径向基函数神经网络在线实时补偿未知干扰和不确定项的影响.仿真结果表明,所设计的控制器取得了令人满意的控制效果,能有效地抑制干扰和参数不确定性的影响,削弱了抖振.      

基于RBFNN自适应混合学习算法的航天测控系统任务可靠性分配

为解决执行航天测控任务的各设备存在复杂的时空关联、可视与信息关联等动态约束关系,使得航天测控系统任务可靠性分配建模和分析极其困难,同时模型求解效率低的问题,提出了自适应混合学习算法的径向基神经网络建模方法.算法通过训练样本相关性矩阵的主成分分析确定网络隐含层初始节点数;在此基础上,利用梯度信息衰减因子改进了迭代过程中网络参数的梯度信息计算方式,避免了学习过程早熟的不足,且加快了迭代收敛速度.最后,通过采集航天测控系统输入-输出数据,将自适应混合学习算法应用于参数训练,并给出了具体实现步骤.通过算例仿真,表明算法在解决航天测控系统任务可靠性分配问题时具有较高泛化能力和分配结果稳定等优点.      

基于三角剪切变形理论的对称层合板振动分析

根据三角剪切变形层合梁理论,推导出对称复合材料层合板的运动微分方程,利用逆复合二次径向基函数无网格配点法对运动微分方程进行离散,预测了对称复合材料层合板的自由振动特性。将不同材料参数、几何尺寸的层合板固有频率计算结果与相关文献中的结果进行对比,结果表明：用逆复合二次径向基函数离散的三角剪切变形理论在对称复合材料层合板自由振动分析方面具有一定的精度。     

基于ERSM 的涡轮机匣径向变形动态概率分析

针对复杂结构动态概率分析,提出了高效率动态概率分析的极值响应面方法(ERSM)。首先介绍了动态概率分析的极值响应面方法基本原理,并推导出了其数学模型;其次,考虑机匣材料属性与边界条件的非线性、热载荷动态性以及多个随机变量,将该方法应用到高压涡轮机匣径向变形概率分析中,得出了各输入输出随机变量的分布特征和影响机匣径向动态变形的主要因素。与Monte Carlo法和响应面法进行比较,结果表明:ERSM在保证计算精度的前提下,既能大大缩短计算时间,又能提高计算效率,同时也验证了该方法的可行性和有效性。     

基于径向基函数的网格变形及非线性气动弹性时域仿真研究

为开展非线性气动弹性研究,基于非线性结构有限元软件NASTRAN和自主研制的多块结构化计算流体力学(CFD)求解器,开发了一套基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合求解方法的气动弹性时域仿真程序.该程序采用径向基函数(RBF)交换两套求解器之间的数据并进行网格变形.为提高RBF方法的效率,构造了基于多次插值的空间待插值点精简算法.在多次插值过程中,每次插值的对象为上次插值的误差,并同时限制插值区域,以此实现了空间待插值网格数的精简.数个网格变形的算例表明该方法可支持大变形运动,并且具有较高的计算效率.采用此程序开展了AGARD 445.6机翼颤振计算、大展弦比机翼的静气动弹性计算与切尖三角翼极限环振荡(LCO)现象的动气动弹性仿真,结果揭示了当机翼展弦比较大或者响应幅值较大时,结构非线性对于气动弹性有显著影响.