弯曲/倾斜叶片对大展弦比涡轮气动性能影响

为了获得弯曲/倾斜导叶对大展弦比低压涡轮气动性能的影响,通过求解基于耦合转捩SST湍流模型的雷诺平均N-S方程组,对GE-E3低压涡轮叶栅的进行了全三维粘性定常与非定常数值模拟。研究了弯曲/倾斜导叶对涡轮级效率的影响,分析了对导叶叶栅气动性能、导叶扩散因子与边界层发展的作用,以及对下游动叶气动性能和动叶吸力面流动特性的影响。结果表明,正弯导叶减小了二次流损失却带了更大的叶型损失,降低了涡轮级效率,而正倾斜改变了上下端壁的二次流损失分配,对总的叶型损失影响较小,在一定角度下能够改善大展弦比涡轮叶栅的气动性能。     

声学风洞风扇段流场特性数值模拟

风扇段是声学风洞的核心部段之一,风扇气动性能和声学性能对风洞的能耗与试验段背景噪声有重要影响。为了获得静叶构型的优化设计参数,采用数值模拟方法,对0.55m×0.4m低湍流度航空声学风洞风扇段的流场特性进行了研究,根据叶片的流动现象,分析了风扇段内部的工作形态,并将其性能与试验数据进行了对比,结果证明该方法能对风扇段性能进行较为准确的模拟。采用该方法得到了动静叶间距、静叶后掠、静叶倾斜对风扇气动性能、流场形态和噪声的影响,静叶后掠对气动性能的影响较小,有助于减小出口的旋转速度,增大动静叶间距对气动性能的影响较大,会增大出口的旋转速度,而静叶倾斜是最适宜的降噪方式。     

静压气体轴承气膜力及其与转子耦合动力学特性研究

针对静压气体轴承,进行三维实体建模,采用供气孔区域非结构化网格和非供气孔区域结构化网格相结合的网格划分方法;采用基于有限体积法的计算流体动力学(CFD)商业软件对三维稳态可压缩气体Navier-Stokes(N-S)方程进行求解;根据计算结果,通过数据拟合获得了考虑转子偏心和转速的静压气体轴承气膜支承力模型.基于有限元法建立了气体轴承-转子系统动力学模型,采用Newmark逐步积分法求解了系统的临界转速和不平衡响应.在此基础上进行实验测试,验证了数值仿真结果.研究结果表明:低速、小偏心下,气膜主支承力随偏心呈近似线性变化;高速、大偏心下,气膜主支承力急剧增大,气体轴承的动压效应显著增强;气膜x,y向耦合支承力随转速和偏心呈非线性变化;转子系统一、二阶临界转速对当前结构刚度变化比较敏感,而三阶临界转速对此不敏感.因此,气体轴承气膜支承力的非线性特性及其与转子耦合动力学特性较为复杂,在对气体轴承进行结构设计时,应充分考虑其与转子的耦合,合理设计工作转速范围.      

固液火箭发动机工作过程三维数值仿真

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H₂O₂/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称仿真结果进行了对比.计算结果表明:装药截面的火焰层形状与装药星孔型面形状相似,但火焰层厚度与位置在星根与星角处存在差异;随着轴向位置的增加,氧化剂不断消耗,火焰层向通道中心移动;固体燃料燃速与氧化剂流率及不同装药位置有关,其大小随氧化剂流率的增加而增加,星根处燃速比星角处大;在相同氧化剂流率下,三维星形装药比二维轴对称装药的平均固体燃料燃速大.      

BVR空战仿真中具有分层学习能力的CGF实体行为仿真框架设计

针对超视距协同空战仿真是一个复杂系统的仿真特点,通过对预警机指挥引导下的多机协同空战过程的分析,建立了超视距多机协同空战行为功能框架,总结出多机协同空战过程中的影响因素。在分析了现有各种CGF系统体系结构及行为仿真框架基础上,结合超视距空战过程中各作战阶段的特点,建立了具有分层学习能力的编队协同空战自主兵力系统FCAF(Formation and Cooperative Air Combat Autonomous Force System,编队协同空战自主兵力系统)行为仿真框架,并给出了该行为仿真框架组成模块的形式化描述。仿真系统应用表明,在该框架中作战行为可以分解为一系列具有经验学习功能的行为基,并且各行为基可以重新组合,全面诠释了协同作战行为仿真的作战过程。     

高压压气机盘瞬态温度场计算研究

为了对压气机轮盘疲劳寿命评估和结构优化提供相应的温度场数据,采用有限元分析软件ANSYS,建立了某型发动机高压压气机转子的二维整体模型,讨论了高压压气机不同部位的边界条件和旋转盘腔内换热的规律,对高压压气机在发动机从慢车状态到最大状态下的瞬态温度场进行了计算,并分析了盘的径向温差随时间变化关系。计算结果表明：各级盘的径向温差产生在轮缘与盘中心孔附近的厚块之间;在温度场趋于稳定的过程中,径向温差先增大后减小;各级盘的最大径向温差随转子级数增加而增大。     

基于电液伺服控制燃油泵的航空发动机控制与仿真

为探索轻质化燃油系统结构,基于电调燃油变量泵的航空发动机转速控制系统,构建了柱塞泵斜盘位置电液伺服控制系统,油泵出口燃油直接输入电液伺服阀;建立了电液伺服阀线性化模型。通过数字仿真,研究了电液伺服阀工作特性,并得到了其适应性模型;在航空发动机特性半物理试验系统上,对斜盘位置电液伺服控制系统实物进行了验证试验,并与航空发动机模型一起构成了发动机转速闭环控制系统。结果表明：变输入压力的燃油电液伺服位置控制系统有效可行,变量泵工作稳定可靠,电液伺服阀模型能够准确反映实际工作状况;基于变参数PI控制算法的转速闭环控制初步取得成效。     

机载气象雷达回波信号仿真系统

设计了一个机载气象雷达回波信号仿真系统,可用于高保真雷达回波信号的生成与演示。基于高保真风场建模数据,依照真实机载气象雷达的扫描方式初始化仿真参数,对风场数据进行机载气象雷达回波仿真,得到了可靠的仿真数据,并对可靠性进行验证。该系统采用C#与Matlab联合编程的方法进行实现,可实现的功能包括各种气象目标在不同模式下的雷达回波仿真,雷达回波数据正确性的验证及展示。得到的信号可为机载气象雷达信号处理和数据处理算法的开发提供数据支持。     

流体控制矢量喷管启动过程的瞬态响应

采用三维非定常数值模拟方法对流体矢量喷管启动的瞬态响应过程进行了研究,给出了流场的演化特性及性能参数的响应时间.根据不同时刻的流场和壁面压力分布,分析后得到了注气附近射流扰动波系及漩涡的演化过程,并与上壁面压力分布相互印证.由性能参数(包括流量,推力系数,矢量角)的时间响应曲线发现:流量和推力系数在响应初始阶段存在剧烈波动,而矢量角是平稳变化,三者的响应时间在毫秒量级.      

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。