超声速燃烧室壁面压力特征实验研究

为了评估基于燃烧室壁面压力实时监控的双模态超燃冲压发动机闭环控制系统方案的可行性,在西北工业大学地面直连式实验台上开展了一系列双模态超燃冲压发动机燃烧室地面直连式实验。实验模拟了飞行马赫数4.0条件下两个不同燃烧室构型点火燃烧的实际工作过程,测量并分析了燃烧室壁面压力脉动、压力响应和激波串前沿位置等特征。燃烧室进口来流状态为马赫数2.0、总温约880K、总压0.8~1MPa。实验结果表明,燃烧室壁面压力存在明显脉动,且脉动幅度随着油气比的增加呈现增加趋势;壁面压力响应很快,响应时间在毫秒量级,说明在超燃冲压发动机闭环控制中,通过燃烧室实时壁面压力反馈来调节供油控制燃烧室工作状态是可能的;另外,通过改变燃油流量能够实时控制隔离段激波串前沿位置。     

基于统计特征的航空发动机风扇外物撞击检测

为了检测识别航空发动机工作过程中的风扇外物撞击事件,采用非接触叶尖振动测量系统对风扇叶片叶尖振动位移进行实时采集与检测。通过风扇叶片非接触叶尖振动位移数据统计分析,发现叶尖振动位移服从正态分布,并采用Epps-Pulley假设检验证明。设计了基于统计特征的风扇叶片外物撞击叶尖振动位移检测算法,采用该方法获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移检测阈值。对风扇转子转速为3000r/min状态下,直径16mm、质量为2.9g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证。结果表明:基于统计特征的发动机风扇外物撞击检测方法,能够准确识别外物撞击风扇叶片事件及发生撞击的叶片编号。     

面向试飞员培训的多构型变稳控制律设计

针对目前IFSTA变稳机控制律模式不全,不足以全面体现飞机纵、横、航向的操纵性和稳定性的问题,根据试飞员培训的具体需求,基于IFSTA响应反馈原理重新设计了多构型变稳控制律,以满足日益增长的试飞员培训需求。结果表明,所设计的50余种模态的变稳控制律,极大地丰富了当前变稳机控制律构型,不仅可以满足未来试飞员培训的要求,对新型变稳飞机的研究也具有重要意义。     

CJ818客机机翼防冰范围的确定及防冰热载荷计算

通过数值计算的方法,对CJ818客机机翼周围的流场和水滴运动轨迹进行了计算;介绍了水滴撞击特性的计算方法,编写程序计算了机翼的水滴撞击特性,并据此确定出机翼的防冰范围;分析了防冰表面热流的组成,并给出了每种热流的计算方法,在此基础上编写程序计算得到了CJ818客机机翼的防冰热载荷。     

车载颤振试验可行性研究

用数值仿真和风洞试验的方法对车载颤振试验进行了可行性验证研究。制作了一个单梁式半机翼弹性模型作为试验模型,建立了其结构与气动力有限元模型。非定常气动力的计算基于偶极子格网法,并由PK法估算其颤振临界速度。在颤振风洞试验和车载颤振试验中,除了用目测颤振现象记录颤振临界速度外,还采集和分析翼尖加速度的亚临界响应信号以推算出颤振临界速度。对比数值仿真、风洞试验和车载试验得到的颤振临界速度可知,三者的结果一致,从而验证了车载颤振试验的可行性。     

轴承腔内壁油膜运动特性的数值研究

为了获得航空发动机轴承腔内壁油膜运动特性,对油滴在轴承腔内运动、油滴/壁面相互作用及油膜的流动进行研究,建立了一套完整的数学计算模型,利用Star-CD商业软件对油膜的运动进行非稳态数值计算,在验证计算模型合理性的基础上,对不同主轴转速下轴承腔两相流动的运动特性进行研究。研究表明:油膜在轴承腔壁面经历从形成到基本稳定的过程。在油膜流动稳定的状态下,随转速的增加,壁面油膜厚度呈减小趋势,而壁面油膜速度却呈增加趋势,油滴撞击油膜动量随转速的增强是主要因素。此外,空气对油膜的剪切作用对油膜流动的加速产生积极作用,且转速越高越显著。     

航空发动机叶盘结构应力和变形的概率分析

为了更准确地描述航空发动机叶盘结构的变形以及控制的合理性,提出了1种高效、高精度的概率分析方法,即极值响应面法(ERSM,Extremum Response Surface Method),在分析中考虑了典型载荷(如热载荷和离心载荷)的动态性和边界条件的非线性等因素,合理地选取输入变量且考虑了参数的随机性和不确定性等,通过确定性分析得到叶盘结构的总变形和应力分布随时间的变化规律,同时找到其变形最大点作为概率分析的输入目标。通过科学合理的概率分析,不仅获得了其可靠度、拟合样本、样本直方图、极值响应面和累计概率分布函数并且对其应力分布和总变形进行灵敏度分析,得到了叶盘结构变形和应力分布的主要影响因素,同时给出了应力与总变形的相关性。最后,将ERSM与Response Surface Method(RSM)和Monte Carlo(MC)法进行比较分析,验证了ERSM在航空发动机叶盘结构分析中的有效性。     

收-扩喷管与飞行器后体的一体化气动优化设计

以轴对称收-扩喷管与飞行器后体的气动特性为研究对象,基于部分正交多项式的响应面法结合自编程序进行了三维流场的数值模拟.选取流量系数和推力系数为优化指标,选取收敛半角、喉道半径、扩张半角、底部面积和尾部收缩角为研究对象,在两种工况下进行了分析.通过响应面函数的构造及求解,结果表明:扩张半角和收敛半角对气动性能的影响程度约为90%;只考虑流量系数时,收敛半角、喉道半径和底部面积的影响程度约为85%;只考虑推力系数时,扩张半角的影响程度约为85%;只考虑H=0km,Ma=0工况时,扩张半角、收敛半角和喉道半径的影响程度达到90%以上;只考虑H=20km,Ma=2工况时,扩张半角和收敛半角的影响程度达到85%以上.     

噪声载荷作用下航空薄壁壳体的随机振动响应

噪声载荷作用下薄壁壳体的振动应力响应分析是声疲劳研究的重要任务之一。首先利用声学分析软件SYSNOISE 5.6提供的流固耦合分析功能,计算了噪声激励下航空薄壁壳体的频域动态复位移响应,再将频域复位移响应导入ANSYS 10.0并经傅立叶变换转换为时域位移数据,最后基于时域位移响应在ANSYS10.0中计算出声激励环境下薄壁壳体的振动应力响应。     

结构动力学模型修正的一种参数型方法

从连续系统出发,利用应力-应变关系和惯性力公式推导出一种能量范数的本构关系误差公式,用它来构造结构动力学模型修正问题的数学模型;然后根据系统的稳态位移响应,通过一个迭代过程来求解.参数的估算与不完整的实验数据的扩充相互耦合,引入扰动项来反映参数的改变对扩充的影响.仿真算例对实验数据精确和有噪声2种情况进行了研究,结果表明方法合理、可行.