基于自适应本征正交分解的涡轮级多学科设计优化

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,基于本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)技术,并结合快照样本自适应更新方法,提出了一种综合的涡轮级多学科优化系统。首先,通过进行POD分析,仅保留占优势的基函数,并以POD系数作为新的设计变量,设计变量个数由60个缩减为5个,提高了优化效率。然后,基于自适应进化规则,优化过程中对快照样本进行不断的进化和修正,从而提高POD精度。最后将该方法与涡轮多学科优化流程相结合,建立了一种高效率、高精度的优化策略。某涡轮优化的结果表明:该优化策略适于设计变量较多的复杂优化问题,且具有良好的收敛性,优化后设计点等熵效率提高了3.5%。     

一种通用涡轴发动机起动过程建模方法研究

涡轴发动机可靠、快速的起动过程是进入驱动旋翼飞行器安全工作的前提,高置信度的发动机起动过程模型不仅可以对起动过程进行分析与优化控制,而且减少了代价昂贵的发动机台架试车次数。本文针对起动过程复杂非线性特性的建模难题,提出一种通用的建模方法:即基于级累叠方法,根据进口条件计算各级气体流动参数来获得压气机低转速特性数据,同时根据相似原理外推出燃气涡轮、自由涡轮低转速部件特性,并将冷转动模型和部件级模型相结合。最后,建立了涡轴发动机起动模型,进行了地面状态起动过程的数字仿真,并与试车数据进行对比,最大误差小于10%,结果表明所建立的模型能准确模拟涡轴发动机的起动过程。     

导流角对激波聚焦起爆爆震的影响

为研究两级脉冲爆震发动机环形射流入口导流角对激波聚焦起爆爆震的影响,以H2/O2/N2混合气为介质,对不同导流角下激波聚焦起爆爆震的过程进行了数值模拟,并开展导流角对激波聚焦起爆爆震影响的冷态实验,共同揭示其影响规律。结果表明:导流角越大,射流碰撞压力和温度越高,碰撞时间提前,更容易起爆爆震,但激波聚焦时间在导流角大于11°时基本不变;导流角越大,凹面腔内气流振荡频率越大,凹面腔底部的动压幅值越小。      

变循环发动机模态转换的几何调节规律

考虑了变循环发动机转子惯性效应和部件容积效应,分析了模态选择阀门面积、核心驱动风扇级导叶角度、低压涡轮导向器面积、喷管喉部面积等几何参数及其不同组合调节方式对变循环发动机模态转换过程的影响,并与实验数据进行了对比.结果表明:所建立的数学模型能正确反映变循环发动机在模态转换过程中参数的变化规律.为确保转换过程的顺利进行,在放大(关小)模态选择阀门面积时,应关小(放大)核心驱动风扇级导叶角度.低压涡轮导向器面积和喷管喉部面积的调节可使得转换过程中参数的变化更加平稳.      

一级旋流入射半径对小尺寸旋流杯下游流动特征的影响

为探索一级旋流入射半径对小尺寸旋流杯下游流动特性的影响,采用PIV测速技术对小尺寸旋流杯下游速度分布特征进行了试验测量。结果表明:不同入射半径的一级旋流会形成扩张流场或扩张-收缩-扩张流场;入射半径方向相反、数值不同将对旋流杯下游流动产生不同影响;旋流杯下游流场涡量分布与同一方案的速度分布相似,旋流杯出口平均涡量较强的旋流沿流向涡量逐渐衰减,且速率变缓;不同一级旋流入射半径的旋流杯方案的平均涡量变化趋势基本一致。在所研究的试验状态下,一级旋流入射半径对小尺寸旋流杯下游速度和涡量分布特征产生了较大的影响。     

基于并行流变框架HTPB推进剂本构模型研究

基于并行流变框架提出了一种能够表征HTPB推进剂材料非线性变形行为的本构模型。基于Yeoh超弹性模型和Boyce流变模型建立了两节点HTPB推进剂本构模型;开展了HTPB推进剂定速单轴拉伸实验和松弛实验,利用单轴拉伸实验数据获取了本构模型参数,并对材料松弛行为进行了理论计算,结果表明,模型计算结果与和实验数据一致性超过90%。应用三维有限元法,采用本文模型、基于Prony级数的线性黏弹性模型和工程中使用的线弹性模型对拉伸实验和松弛实验进行了仿真分析,结果表明,在拉伸实验中当应变小于10%时三者一致性较好,大于10%时,所提本构模型可准确预示材料的变形行为,在松弛实验中本模型计算结果与实验数据一致性远高于基于Prony级数的线性黏弹性模型。理论分析和三维有限元仿真结果均表明,所建立的本构模型可以准确捕捉HTPB推进剂材料的非线性行为,可用于固体火箭发动机推进剂结构预示分析。     

变外涵工况下风扇增压级双涵匹配机理

针对某型民机大涵道比风扇增压级,在不同外涵工况下开展数值计算,旨在研究风扇增压级双涵性能匹配规律和相应机理。通过分析计算结果,掌握了外涵工况对内涵特性的影响规律:当外涵工况从近堵点移向近喘点的过程中,内涵的流量、总压比、效率逐渐增大,且内涵稳定裕度呈持续增大的变化规律。同时也在获取内涵特性时,掌握了外涵气动性能的变化规律,在不同外涵工况下阐明了内涵逼喘过程中双涵气动性能的相互匹配机理取决于风扇的总压比?流量特性和内外涵流量再分配机制的共同作用。      

航空发动机部件级模型硬件在回路实时性验证

为了验证航空发动机部件级模型作为机载模型的实时性,开展部件级模型的硬件在回路试验。根据AIR4548A燃气涡 轮发动机实时建模标准,建立了单轴涡喷发动机部件级实时Simulink模型;基于模型设计方法和自动代码生成技术,将该模型集 成到全数字仿真平台FWorks;将验证后的模型代码集成到硬件在回路平台的电子控制器实物中。进行了全数字仿真和硬件在回 路仿真验证。结果表明：全数字仿真结果验证了部件级模型的准确性和代码生成的正确性;在硬件在回路的开环仿真结果中,该 部件级实时模型单步最大运行时间不超过2.7 ms,可以作为模型基控制、故障诊断、健康管理和性能寻优控制等技术的机载模型。     

中心分级燃烧室预燃级的喷雾特性研究

为研究典型中心分级燃烧室预燃级的冷态喷雾特性,进行了实验研究。应用相位多普勒粒子分析仪(PDA)测量液滴的直径和速度,应用片光照相得到喷雾照片。实验结果表明:由于受到套筒结构的限制,预燃级喷雾锥角较小,一般在50°～70°,随着燃油流量和空气压降的增加,喷雾锥角增大,燃油分布范围更广,液滴数量增加,直径随之变小。预燃级的中心回流区宽度仅为20mm左右,一直延伸进套筒内,最大回流速度约为10m/s。燃油流量的改变对流场的影响十分微弱,而空气压降的增加能够明显增加流场速度和回流强度,但是工况参数的改变并不会改变回流区位置和流场结构。燃油流量的减小和空气压降的增加都会使雾化索太尔平均直径(SMD)减小,但相比之下,空气压降对雾化水平的影响更大。在各头部空气压降下,雾化SMD随着气液比(ALR)的增加而减小,但随着ALR的继续增加,平均SMD变化曲线变平缓。     

基于压力场分布的大子午扩张涡轮非轴对称端壁造型方法

为提高大子午扩张涡轮端区气动及传热性能,基于大子午扩张涡轮上端壁静压场分布细节,使用Bezier曲线与正弦三角函数曲线相结合的非轴对称端壁造型技术,对某1.5级大子午扩张涡轮第2级静叶上端壁进行8种非对称造型设计,并通过SST（shear stress transfer）湍流模型数值求解RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes equations）方程组对造型前后端壁进行了流动与传热特性的研究。结果表明：对大子午扩张涡轮上端壁进行非轴对称造型设计可有效改善其上端区叶片通道内横向压差分布情况;对其上端壁压力面进行通道内凸起造型可降低出口总压损失,当凸起幅值为S2叶高的5%时,出口总压损失最多可降低约1.1%;对其上端壁吸、压力面均进行通道内凹陷造型将减小机匣与叶片的热负荷,当凹陷幅值为S2叶高的5%时,机匣及叶片的热负荷最多可分别降低约3.1%与2.8%。