数控燃油计量装置联合建模方法研究

为了研究步进电机驱动的数控燃油计量装置建模方法和其各部件特性,采用AMESim/Matlab联合建模的方法,对液压组件和步进电机分别用AMESim和Matlab/Simulink建立了各自的模型,完成了联合仿真接口设计,实现了模型间的数据共享。在输入计量装置的参数后,通过仿真计算获得了各工作点燃油流量,并与该装置的试验数据对比研究。结果表明,在工作范围内联合模型仿真的燃油流量与试验值误差在6%以内,联合模型稳态精度高并可反映装置的实际动态性能。采用该模型可以较好地控制燃油流量和获得较为准确的燃油计量装置工作特性,能够在发动机控制系统设计阶段,用于对燃油计量装置部件结构以及其控制性能的优化设计。     

连续旋转爆轰发动机参数特性的三维数值模拟

采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究, 详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的壅塞比基本不变.不同来流总压下,可燃气体在燃烧室头部均以亚声速入射.随着来流总压的增大,燃烧室内流场的平均压强增大,但是其平均轴向流速基本不变.CRDE的流量、推力和比冲均随着来流总压的增加而变大;但是,不同来流总压下,CRDE的流量与Laval型喷注段最大流量之比不变,并且此比值约等Laval型喷注段的壅塞比.Laval型喷注段最大流量与来流总压成正比,因此以上分析从理论上进一步解释了CRDE的流量与来流总压成正比的原因.      

无源腔结构对大膨胀比单膨胀斜面喷管的影响

开展了基于无源腔的单膨胀斜面喷管(SERN)流动控制方法研究,采用标准k-ε两方程湍流模型,通过求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,数值研究了过膨胀状态下无源腔结构对SERN内部流场和性能的影响.计算结果表明:与原型SERN相比,落压比为8时,无源腔结构的存在促进SERN上膨胀斜面流动的分离,改变SERN内部流场结构,影响SERN上膨胀斜面压力分布,从而使SERN的轴向推力系数提高1.75%,同时不会带来低头力矩的恶化.在落压比为3~13范围内,无源腔结构的存在促进了无源腔附近附面层流动分离,减少了SERN内激波串数目,并使SERN上膨胀斜面压力峰值增加,提高SERN轴向推力系数.      

低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。     

三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验

三轴承推力矢量（3BSD）喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降（V/STOL）飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。     

几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明：随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。     

无掺混孔三级旋流器燃烧室燃烧性能试验

对无掺混孔三级旋流器燃烧室进行了不同进口空气速度和油气比下的热态试验研究,研究结果表明:随着进口空气速度的增加,点火油气比从0.0115增大到0.0174,贫油熄火油气比大多在0.005以下且变化不大;同一油气比下,进口空气速度越低,燃烧效率越高;各工况下的燃烧效率均在0.895以上,大状态点的出口温度分布系数均在0.1左右;综合考虑各燃烧性能,试验结果验证了对于高油气比燃烧室而言取消掺混孔的可行性和所提出的几个技术创新的可行性.      

基于超单元的大展弦比机翼建模方法

<正>机翼的展弦比指的是翼展的平方与机翼面积之比或翼展与机翼弦长之比。一般认为,展弦比大于5的机翼就是大展弦比机翼。近十多年来高空长航时飞机越来越受到重视,在长期侦察监控、环境监测和通讯等军民用方面具有广阔的发展前景。为了满足高空长航时的性能和追求高的气动效率,飞机机翼大多采用大展弦比机翼。超单元分析方法是求解大型问题的一种十分有效的手段,该方法把整体结构分化成多个子部件进行分析,每个超单元的处理都形成一组减缩矩阵(质量、阻尼、刚度和     

三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火性能试验

对三级轴向旋流器燃烧室进行了不同进口速度、进口温度、三级轴向旋流器旋向组合和空气流量分配下的贫油熄火性能试验.研究结果表明:随着进口速度、进口温度的增加,三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火油气比减小,进口温度的升高对贫油熄火性能的影响显著;相同进口速度下旋向组合为逆时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比比旋向组合为顺时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比约高50%;内旋流器空气流量的减小可使得贫油熄火油气比有所减小,但减小的幅度不大.      

最小喉道面积比对多级轴流压气机性能影响

为了研究最小喉道面积比对多级轴流压气机性能的影响,开发了一套基元叶栅最小喉道面积比的计算程序。通过对基元叶栅进行最小喉道面积比计算,得到压气机叶片沿展向的最小喉道面积比分布,同时分析了转子和静子的最小喉道面积比分布规律。最后采用修改基元叶型的前段弯度比与最大厚度来改变基元叶栅的最小喉道面积比分布,分析了不同最小喉道面积比分布对多级轴流压气机性能的影响。结果表明,压气机的阻塞流量与最小喉道面积比成正相关,并且存在最佳前段弯度比使压气机设计点效率与压比达到最大,最大厚度变小能改善压气机整体性能。