非线性摩擦失谐叶片排序并行退火算法

基于叶片模态实验获得的叶片失谐参数,基于非线性摩擦阻尼分析提出一种失谐叶盘结构的集中参数模型.综合模拟退火算法的局部搜索能力和遗传算法的全局搜索能力,并引入禁忌表作为搜索记忆表,提出了一种应用模拟退火进化算法附加禁忌表的叶片排序优化方法.同时结合图形处理器运算设计了基于compute unified device architecture(CUDA)的并行算法并且分析其算法性能.研究表明:基于并行框架寻优可以获得4.5倍的加速,同时按照优化后方案安装,可以明显降低叶盘系统振动响应幅值与方差.      

基于响应面模型的波瓣混合排气系统近似模型研究

基于Navier-Stokes方程组对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统进行了数值模拟,获得了波瓣尾缘位置内、外涵流通面积与内、外涵入口位置流道截面积相等时,不同波瓣高宽比对波瓣混合排气系统性能参数以及结构参数的影响规律。并以此为基础,采用不同阶数的多项式响应面模型建立了波瓣性能参数随高宽比变化的近似模型。在多项式响应面模型拟合精度方面,相对于二阶、三阶多项式响应面模型,四阶多项式响应面模型能够较好地反映出热混合效率、总压恢复系数、排气系统相对推力、波瓣混合器相对质量随波瓣高宽比的变化规律,其拟合结果与数值仿真结果也相差极小。在波瓣高宽比对混合排气系统性能影响方面,在混合排气系统出口截面处,随着波瓣高宽比的增加,热混合效率在"波浪状"的变化规律中整体呈现出"增大-减小"发展趋势,总压恢复系数则呈现出"缓慢增加-迅速降低-增加-迅速下降"的复杂变化趋势;在排气系统相对推力方面,当高宽比大于3时,虽然相对推力呈现出波浪形的变化趋势,但变化值极小;对于波瓣混合器的相对质量,随着高宽比的增加,波瓣混合器的相对质量逐渐增大。     

涡扇发动机滑模参数限制调节器设计与仿真

以涡扇发动机参数限制保护为目标设计了一种滑模(SM)调节器.采用区域极点配置的混合范数综合法设计了滑模调节器的反馈增益系数;根据全局渐近稳定性判据验证了本滑模控制仿真的稳定性;基于滑模调节器在仿真环境中进行了控制系统的建模,对不同的滑模可调参数切换增益进行了比对分析,并选取了某一组切换增益值作为后续仿真的基准参数;仿真对比分析了滑模调节器和线性调节器的调节效果.结果表明:基于滑模控制方法所设计滑模参数限制调节器在发动机过渡态过程中对发动机进行主控,克服了线性参数限制调节器在过渡态过程几乎无法实施控制的缺点; 该设计的滑模参数限制调节器能在7s内实现发动机过渡态的参数限制保护功能.      

基于DDES的跨声速导叶中激波与边界层干涉机理研究

随着透平负荷的逐渐提高,为了分析导叶中出现的激波与边界层干涉的流动机理,需要使用高精度、高分辨率的求解器和先进的湍流计算方法以获取精细的流场结构。采用自主开发的混合RANS/LES求解器,对高负荷透平环境中激波与边界层干涉的流动现象进行研究。结果表明:跨声速流场中同时存在强激波和弱激波,弱激波可在作用位置附近导致熵生成率增大;强激波会诱导边界层分离,而分离区的存在使激波出现马赫反射现象。进一步对湍动能和流动损失进行了机理研究,发现在分离泡前湍动能较大,且湍动能的生成和对流占主导机制;在强激波后由强激波引起的熵生成率较大,且强激波前后区域流动损失主导因素不同。     

混合边界子结构的航空发动机机匣模型修正

提出了一种基于混合边界模态综合的复杂结构有限元模型修正方法。其主要步骤包括:①子结构划分,根据结构形式划分待修正区域,得到子结构和残余结构;②缩聚和装配,利用混合边界模态综合法,将子结构内部自由度集缩聚至混合边界自由度集,得到子结构缩聚矩阵,并与残余结构的系统矩阵进行装配;③修正,基于灵敏度分析方法,对装配后的残余结构进行参数修正。将该方法应用于航空发动机外机匣的精细化有限元建模及模型修正研究,针对局部连接结构参数修正,子结构模型修正方法的参数收敛后最大误差为064%,其计算效率提高了515倍。算例结果表明,该方法在保证修正精确度的同时,能提高大规模复杂结构有限元模型修正的计算效率。      

强迫振动下超声速混合层的掺混特性

利用实验研究与数值仿真相结合的方法,对强迫振动下对流马赫数为0.22的超声速混合层的掺混特性进行了分析,采用动量混合、雷诺应力以及标量混合指标对超声速混合层的掺混效率进行评估.研究结果表明:强迫振动对超声速混合层的掺混特性有重要影响.与无振动下相比,强迫振动使混合层的失稳位置提前,卷起的展向涡尺度变大,加快上下两层流动的混合.同时,强迫振动下,动量混合和标量混合更加充分.振动频率为4500Hz时,雷诺应力峰值提高约48%,薄平板后缘下游160mm处,动量厚度增长120%.      

燃料电池无人机能源管理与飞行状态耦合

开展了燃料电池/锂电池（简称燃锂）混合动力无人机的能源管理与飞行状态耦合研究。综合顶层飞行任务规划与底层能源系统管理,以动力系统模型为耦合点联立能源系统与无人机运动方程,建立能源状态与运动状态耦合模型。针对燃锂混合最紧密的爬升过程,以迎角、转速和燃料电池的放电功率作为控制变量,建立了燃料消耗最小的能源管理与航迹规划耦合最优控制问题,研究不同爬升高度对最优控制过程的影响,并与模糊控制能源管理策略进行对比分析。针对大功率短时爬升和小功率长时巡航的典型任务特点,建立了燃锂最优混合问题。研究了最优的锂电池容量和燃料电池功率水平的混合量,以及爬升和巡航两阶段最优功率分配和飞行状态,分析了不同巡航目标高度对最优混合量和飞行状态的影响。结果表明：采用能源与航迹耦合的最优控制策略在给出最优功率流分配的同时,能够很好地兼顾飞行状态控制;对燃锂混合和飞行状态的综合优化可以有效地处理爬升和巡航阶段的能源需求矛盾,在给出最优燃锂混合量和飞行状态的同时,降低整个任务过程的燃料消耗。     

OS﹣X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析

声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是,目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏,严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器,航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号,借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好,但仍存在一定差异,这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多,在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究,同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。     

固旋翼垂直起降混电飞行器推进系统设计

油电混电技术通过对二次能源系统的优化,不但可以提高能源的利用效率,还具有电推进独有的尺寸独立性优势,可以将多个螺旋桨分布式布局而无显著的效率和重量变化,在通用航空技术发展中具有极大的潜力和优势。基于固旋翼飞行器的顶层设计要求以及初始最大起飞重量的估计值,通过性能约束构造混电系统设计区间,先后得到固定翼模式动力系统和旋翼模式动力系统的初始设计参数,结合具体的飞行任务计算出电池和燃油的重量。经过多次迭代计算,并对每一次迭代获得的推进系统参数进行能量运行检验,最终确定推进系统的设计参数,包括混电系统及其各分系统重量、电池和燃油重量等。此外,在推进系统设计区间内,以功率混合度为调节变量,分析了最小化飞行器最大飞行重量(MTOM)和最小燃油消耗2种优化目标的设计差别,为不同应用场景的混电飞行器设计提供依据。最后通过对比分析,验证了设计方法的有效性。     

基于混合维度仿真的自适应循环发动机引射喷管安装性能研究

自适应循环发动机（Adaptive Cycle Engine,简称ACE）独特的三外涵道结构使引射喷管成为一种可行的排气系统方案。为准确评估各种工况下引射喷管与ACE匹配工作下的安装性能,提出了一种基于变可信度代理模型的ACE-引射喷管混合维度仿真方法。该方法搭配引射喷管高、低两种可信度的计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics,简称CFD）仿真模型,建立了引射喷管变可信度代理模型。通过动态更新该代理模型,在引射喷管性能空间的匹配工作区域集中进行高可信度CFD仿真,高效准确地实现了引射喷管匹配状态下的安装性能评估。仿真结果发现,ACE引射喷管在亚声速巡航和超声速巡航状态下的安装推力系数分别为0.979和0.961,在跨声速区段采用中间状态加速时后体阻力系数达到最大,为0.25。亚声速巡航状态下主喷管流量系数最低,为0.896。应用本方法仅需180次低可信度CFD仿真以及173次高可信度CFD仿真即可完成共计33个ACE工作点的引射喷管安装性能计算。