波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统性能影响

在保证波瓣强迫混合排气系统内外涵流道面积不变的情况下,建立了某型涡扇发动机不同波瓣高宽比波瓣强迫混合排气系统的几何模型,基于Navier-Stokes方程进行了数值模拟研究,得到了波瓣强迫混合排气系统中,在涵道比和内外涵面积不变的条件下,波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数和推力系数的影响规律.结果表明:当涵道比不变时,在波瓣高宽比为2~4.5的变化范围内,在排气系统出口处,混合效率随波瓣高宽比的增加呈现出增大-减小-增大的趋势,其中波瓣高宽比为3和3.21分别为曲线的两个拐点.而随着波瓣高宽比的增加,总压恢复系数、推力系数均不断减小.      

重载自润滑推力轴承摩擦性能的数值模拟与验证

使用ANSYS软件对重载条件下服役的自润滑推力轴承进行了摩擦性能模拟,并对计算进行了地面试验验证和研究。结果表明:小于0.4 mm厚的自润滑轴衬有利于减少轴承接触面的应力,降低摩擦因数,减少轴衬的厚度,提高轴衬材料的压缩强度、热导率等有利于降低轴衬材料的工作温度,提高轴衬的使用寿命。Nomex/PTFE复合自润滑材料的摩擦因数随载荷的增加而稳定降低,在145 MPa的重载荷下出现0.017极低摩擦因数。     

一种改进的运载火箭迭代制导方法

为提高运载火箭在大气层外当推力出现故障条件下制导算法的最优性、鲁棒性和适应性,提出了一种改进的迭代制导方法。该方法以基于最优控制理论推导的解析形式作为最优控制解,并推导出以5个轨道根数作为终端约束的横截条件,增强了算法的最优性;迭代过程中采用高斯-勒让德方法计算推力积分,并采用球极坐标系下泰勒多项式逼近方法计算引力积分,提高了故障模式下算法的积分精度;该算法采用降维迭代求解模式,并结合对控制变量的合理限幅,保障了推力故障条件下算法的实时性和收敛性。分别基于蒙特卡洛打靶和推力故障条件下进行仿真验证,结果验证了所提方法具有较强的最优性、鲁棒性和故障适应能力。     

三轴承推力矢量喷管推力性能试验研究

针对三轴承推力矢量喷管推力测量的需求,介绍了自行搭建的六分力测量试验台的原理及特点,采用可变角度排气结 构消除排气干扰,采用对称并垂直进气方式与非接触密封结构相组合以消除进气附加气动力,根据六分力测量台架特点开发线性 解耦算法并应用于矢量推力数据处理。获取不同落压比下矢量推力随偏转角度的变化情况,并进行了不确定度分析。结果表明： 采用解耦算法后将试验台六分力测量的耦合误差减小到约1%;三轴承推力矢量喷管偏转角度减小时矢量推力损失也减小;当偏 转角度大于60°时,推力损失变大;随着偏转角度的增大,轴向力减小,俯仰力增大,且推力偏转角与三轴承推力矢量喷管偏转角一 致。将试验结果与相关研究结果进行对比,二者的变化规律相同。     

小突片对收敛喷管推力特性的影响研究

针对收敛喷管,在近临界状态及超临界状态下,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷管推力特性的影响,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度,以及片数等因素的作用.结果表明,小突片对收敛喷管的推力特性有明显的影响,并且小突片所造成的推力损失基本上随小突片的堵塞比增加而增加.在实验范围内,小突片堵塞比每增加1%,所造成的推力损失在0.63%~1.35%之间,对超临界状态,可认为大约增加0.8%.      

燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机影响实验研究

为了研究燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机工作特性的影响,搭建了气液两相旋转爆轰实验系统,以汽油/富氧空气为工质,氢气/氧气预爆轰管作为点火装置,在不同燃烧室宽度下开展了一系列实验研究,分析了爆轰波的起爆过程,以及燃烧室宽度对爆轰波传播特性与发动机推力性能的影响。实验结果表明：点火后,燃烧室内需要经过一个爆燃转爆轰过程才能形成自持传播的爆轰波;爆轰波在不同燃烧室宽度下均以双波对撞模态传播,对应的波速分布在850~1025m/s内,随着当量比增加,波速整体呈增加趋势;当燃烧室宽度减小,波速整体有所降低;不同燃烧室宽度下推力性能存在显著差异,其中燃烧室宽度在16.5mm下,发动机的推力和燃料比冲要明显低于11.5mm和9mm的;随着燃烧室宽度减小,内外壁面边界层在流场中的作用更为突出,降低了发动机推力的稳定性。     

基于动网格的喉栓式推力可调喷管内流场数值模拟

以FLUENT软件为工具,利用动网格技术,建立了喉栓式推力可调喷管内流场动态特性分析模型。通过网格的合并与分割,较好地解决了喉栓调节运动所导致的计算区域的瞬变问题,并分析了喉栓调节运动速度对喷管轴对称二维内流场动态特性的影响。分析结果表明,随着喉栓的调节运动,喷管内流场动态下的压强建立与稳态下的压强建立相比存在着明显的延迟,且随着喉栓调节运动速度的增大,延迟现象越明显。当喉栓完全进入喷管几何喉部位置时,喷管推力达到最大值。     

先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术

具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。     

航空发动机弹支-测力环双向轴向力测试方法

为满足某型航空发动机三支点推力轴承轴向力测试要求,提出了弹支轴向力传感器和测力环并行测量方法和双向轴向力组合标定方法,给出了弹支轴向力传感器测量原理,开展了弹支轴向力标定仿真分析和试验研究,给出了中央传动齿轮箱（IGB）和棒轴承对标定结果的影响,并与发动机测力环测试结果进行了对比,研究表明：弹支轴向力传感器输出受安装位置和对象影响较大,有未装配IGB和棒轴承的标定数据偏差分别可达73.4%和17.8%,按发动机实际装配关系进行标定组件装配才能提高测量精度。发动机实测结果表明：弹支轴向力传感器多通道全桥取均值的测量方法和测力环轴向力数据趋势一致,由此验证提出的双向弹支轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。     

基于相似变换的涡扇发动机智能动态推力估计方法

智能推力估计面临飞行包线大、工作状态多变带来的数据采集和处理问题,获得的训练数据难以覆盖整个飞行包线的各种过渡工作状态,为此本文提出一种基于相似变换的推力估计数据处理方法。通过机理分析选择推力估计器输入,以相似变换对推力估计的输入和输出数据进行处理,并设计了基于输入延迟的深层动态神经网络来实现动态推力估计。非训练数据区域的动态仿真结果表明,相似变换后,深层动态神经网络的最大推力估计误差降低了62.20%,平均误差降低了43.50%;未进行相似变换时,相比深层静态神经网络,深层动态神经网络的最大推力估计误差降低了43.42%,平均误差降低了2.35%,仿真结果表明了本文所提出的数据处理方法和动态推力估计结构有效性。