不同进口条件下向心流转静系盘腔流动特性研究

在典型中小型航空发动机空气系统中,用于高压涡轮冷却、封严的空气一般需要经过离心压气机叶轮背腔,因此掌握以离心压气机叶轮背腔为代表的向心入流转静系盘腔内流动特点及压力分布是保证空气系统各项功能实现的关键。采用数值模拟方法对带有向心入流的转静系盘腔流动开展研究,研究不同来流条件下不同间距比的转静系盘腔流动特点及盘腔内压力分布。结果表明:在间距比G=0.01~0.2内,不同进口条件下盘腔内的流动均为Batchelor流型,即转盘与静盘具有独立边界层,边界层之间为核心区;当径向罗斯比数远小于1时,在核心区内流动满足径向平衡方程,此时盘腔内旋转比分布决定了盘腔内压力分布;对于满足径向平衡方程的此类盘腔,盘腔内流动由进口旋转比β_0、紊流参数λ_T、间距比G决定;进一步的,得到了不同β_0,λ_T,G下盘腔出口旋转比及核心区内旋转比变化规律,分析发现小间距比工况下核心区内旋转比满足5/7幂指数关系;大间距比工况下旋转比满足修正5/7幂指数关系,通过得到的旋转比关联式可以计算出盘腔内的压力分布。     

适用于倾转旋翼机气动分析的新型嵌套网格方法

为克服围绕复杂倾转旋翼机生成高质量一体化结构网格的困难,将分块网格策略与嵌套网格方法融合,提出并建立了一套适用于倾转旋翼机气动干扰分析的新型嵌套网格生成方法。该方法中,将整体网格按照倾转旋翼机结构特性进行了分块生成,在保证插值精度的基础上降低了网格规模。为高效连接不同部件网格,首先,引入Inverse Map方法来辅助部件网格定位,采用新颖的多向投影方法保证了部件间洞边界的连续性;其次,基于独立挖洞嵌套策略完成机身与背景网格的组合,并使用了相应的辅助计算坐标进行背景边界网格标识。在贴体网格区域采用基于S A（Spalart Allmaras）湍流模型可压缩RANS(雷诺平均Navier Stokes）方程求解流场,背景网格区域采用欧拉方程,并运用了SPMD(single program, multiple data)模式的并行加速技术,建立了适合倾转旋翼机气动干扰特性分析的高效混合CFD方法。采用Robin直升机机身作为数值算例,验证了CFD方法的有效性。在此基础上着重对倾转旋翼机在悬停、过渡和前飞巡航模式下的干扰流场进行了数值分析研究,分别得出了悬停状态下倾转旋翼机典型的“喷泉效应”干扰现象、过渡状态下的非定常气动干扰特性以及巡航状态下的部件气动变化特性,计算结果表明建立的新型嵌套网格方法能够较好地表征倾转旋翼机外形特性,并能够有效地用于倾转旋翼机的气动特性分析,加速比能超过5.0。      

新型无尾联接翼布局气动特性研究

提出一种上下错开的无尾联接翼,即前翼或者后翼上反一定角度,使得前后翼垂直方向的相对距离从翼根处开始到翼梢处逐渐增大,以达到减小前后翼气动干扰的目的,搭接的小翼具有翼梢小翼作用,可有效减小诱导阻力。采用基于RANS方程的数值方法,研究了前后翼分别上反10°,20°和30°时对总体气动特性的影响,结果表明,当前翼上反且上反角为30°时其联接翼系统气动性能最佳。对该联接翼布局在Ma=0.85,0.95和1.20下进行了数值分析,结果表明,其升力系数变化较小,阻力系数在Ma0.85后才急剧增大,有应用于未来跨声速/超声速客机布局的潜力。     

无刷直流电机霍尔传感器安装方法研究

针对有位置传感器的无刷直流电机需要位置传感器提供换相信号的问题, 提出了基于磁势确定霍尔传感器安装位置的方法。霍尔传感器通过检测转子磁势确定转 子位置,产生传感器信号控制定子绕组换相,使得定、转子磁势相位差在60°~120°之间 波动,从而使电机输出最大力矩。通过实验测得使用该方法进行霍尔传感器位置安装的 无刷直流电机的输出力矩波形与理论一致,从而验证了此方法正确可行。     

北斗三频周跳探测与修复算法研究

载波相位观测值已越来越多地应用到增强系统中,由于观测环境影响,载波相位测量不可避免地会产生周跳,周跳的成功探测与修复是提高导航定位精度的一个重要因素。针对北斗卫星导航系统三频观测数据,分析其不同线性组合观测值的特性,选取合适的组合系数,形成一个伪距相位组合和两个无几何相位组合,采用历元间差分的方法探测和修复组合观测值的周跳,然后还原求解出原始信号的周跳,最后通过实验验证了该方法的可行性。     

双列角接触球轴承的免疫算法优化设计

建立了双列角接触球轴承结构优化的数学模型,用免疫优化算法,分别以额定动载荷、额定静载荷和两者的加权和为目标函数进行轴承结构的优化设计.设计变量包括每列的钢球数、钢球直径、内滚道沟曲率半径系数、外滚道沟曲率半径系数和轴承节圆直径.并对比分析了遗传算法与免疫算法的优化结果.免疫算法可以有效实现优化设计,与轴承手册标准值相比,优化后的3210和3218轴承的额定动载荷和额定静载荷都提高了60%以上.      

某压气机试验件转子平衡精度分析

航空发动机及其转动部件运行的平稳性与转动件的平衡品质密切相关.为保证压气机试验件可靠运行,分析了压气机转子静平衡、初始动平衡、最终动平衡允许剩余不平衡量控制方法,以及最终动不平衡量的分配方法,并针对某压气机试验件转子,通过采取零件静平衡、组件初始动平衡、转子最终低速动平衡的分步平衡方法,保证了该试验件转子的平衡品质.试验运行结果表明:采取分步平衡精度控制方法,试验件运行平稳、振动水平低.     

航空发动机静承压件适航符合性验证方法

对《航空发动机适航规定》（CCAR33-R2）新增条款CCAR33.64（静承压件）进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.     

倾转三旋翼无人机过渡模式纵向姿态控制

对倾转三旋翼无人机过渡模式下定高转换的纵向姿态控制进行了研究,为提高纵向操纵效能、解决操纵冗余问题,设计了模态转换中的操纵控制方案;采用牛顿-欧拉法对飞机进行动力学建模分析,建立了纵向动力学模型并给出了过渡转换路径;通过操纵效能分析对两种操纵机制进行分配,给出了操纵分配的权重和控制律.仿真和实验样机飞行试验地面站数据分析结果表明,按照所设计的操纵分配方案和控制律对飞机过渡模式进行纵向控制,能够使飞机保持平稳过渡.     

不同压力环境下竖直平板表面自然对流散热实验

飞行器从地面上升到太空的过程中所经历的大幅度环境参数变化,会导致飞行器及机载设备出现"超热"、"过冷"和"热分层"等现象。为得到不同环境压力下的关键参数--自然对流换热系数,本文搭建了一个能提供不同气压和环境温度的封闭试验舱,对在不同压力环境(0.0001,0.01,0.1,0.2,0.5,1,10,50 kPa和常压)下几种固定加热量(75,150,300 W/m²)的竖直平板散热进行了实验研究,通过对辐射散热和对流散热的分析比较,获取不用工况下气体的对流换热系数。结果表明:对流换热系数在绝对气压小于1 kPa时非常小,可以视作为0;在绝对气压大于1 kPa时,对流换热系数随压力的升高呈2次方增加;通过对环境物理参数的无因次化处理,得到的准则式方程可用于1~100 kPa的环境压力。