基于改进人工势场法的多机改航路径规划

恶劣天气是航空运输中造成航班延误的主要因素,实施改航策略是减少延误的一种有效方法,多航空器路径规划是改航策略的关键环节.针对恶劣天气造成大量航班延误情况,提出了采用人工势场法进行多机改航路径规划.根据航空器所受引力和斥力建立了传统人工势场模型,为解决在改航期间航空器受力出现局部最小值的问题,在航空器之间、航空器与恶劣天气之间引入不同的旋转控制力.仿真结果表明,改进的人工势场法规划的路径更短、更平滑,没有大角度转弯和反复振荡的情况,且计算效率提高了33％.     

空气助力改善液滴雾化质量的研究

对一种新型的内混式空气雾化喷嘴进行了测量和研究,其目的是探索新型内混式喷嘴在添加空气助力下增强混合改善雾化质量的应用性能。试验采用4组不同几何结构参数的内混式空气雾化扇形喷嘴,通过马尔文激光粒度分析仪测量不同气压、不同水流量等工况参数下雾化液滴索特平均直径（SMD）D32和喷雾锥角等雾化性能参数,并对试验结果作对比分析。结果表明,水流量为定值时,SMD随着气压的增加明显减小,在0．8MPa到达极小值后趋于稳定,喷雾锥角随气压的增大先变大后减小;气压为定值时,SMD随着水流量的减小逐渐减小,喷雾锥角随着水流量的增加逐渐增大;比较不同几何结构参数,#1-2内混式空气雾化扇形喷嘴在4组喷嘴中具有最好的雾化效果,当气压为0．8MPa,水流量为20L／h时,SMD极小值为16μm。     

变循环发动机部件级建模技术

以双外涵变循环发动机为研究对象,建立了其整机部件级稳态及动态数学模型,建模过程中考虑了导叶角和导向器面积变化对压气机和涡轮部件特性的影响,考虑了模式选择活门面积变化对副外涵进口空气流量的影响,所建立的模型能够执行变循环发动机2种典型工作模式:稳态及模式切换过渡态仿真.仿真结果表明:随着模式选择活门逐渐关闭,前段风扇喘振裕度显著减小;双涵工作模式下发动机耗油率低,适用于亚声速巡航飞行;单涵工作模式下发动机单位推力高,适用于超声速巡航飞行.      

大涵道比涡扇发动机循环参数优化算法研究及应用

针对多约束条件与多优化变量的大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题,提出了自适应三次变异差分进化算法,运用多个Benchmarks多峰函数对算法进行验证,并将该算法与大涵道比涡扇发动机性能计算程序相结合,对多约束条件下的循环参数进行了优化.计算结果表明:自适应三次变异差分进化算法比传统差分进化算法收敛精度更高、收敛速度更快,大幅度提高了大涵道比涡扇发动机循环参数优化效果,适合解决大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题.      

涡喷发动机尾气静电监测及气路故障特征

利用涡喷发动机试车台和新研制的小型涡喷发动机完成了一系列静电监测实验,获取了涡喷发动机尾气静电信号特性,并通过分析静电信号特征证实了尾气静电监测技术对发动机气路部件机械故障的监测.研究发现发动机尾气静电信号的细微变化与发动机工况相关,通过分析第102试车阶段的静电信号发现活动率水平出现了与发动机工况同步变化的情况,验证了活动率水平是一种可作为表征尾气中微小颗粒的带电情况的特征参数;在102～108试车阶段中,发动机出现了燃烧室内壁积炭、燃烧室内壁轻微烧蚀和气路润滑油泄漏故障,根据静电信号的统计分析以及大时间尺度的趋势分析,发现活动率水平、正(负)事件率可作为预警参数来反映因这些故障而导致尾气静电整体水平的变化.      

基于相对流面理论的液体火箭发动机泵内部流动计算

应用相对流面理论对某液体火箭发动机离心泵内叶轮机械部件的内部流动进行计算和分析.流面的求解采用流线曲率法.根据不同部件内的流动数值模拟编制了模块化计算程序,使各部件的计算相对独立.不同部件之间采用混合平面法进行处理,将非定常问题转化为定常问题,简化计算.黏性的影响通过几种损失系数进行修正.数值计算的结果显示诱导轮和离心叶轮增加了液体的压强,而导流通道主要改变了液体的流动方向,这与理论分析一致      

高温升燃烧室与双燃烧室发动机性能对比分析

采用一维定常计算方法,考虑各种部件效率的影响,在双燃烧室发动机总增压比为32,涡轮前总温为1900K时,与高温升燃烧室涡轮前总温为2400K时进行了总体性能对比,并指出了双燃烧室结构发动机2个燃烧室的热量分配方法.结果表明:温升同为1463K时,高温升燃烧室发动机比双燃烧室发动机单位推力高2.7%,耗油率低3.8%.双燃烧室结构发动机更有利克服超声速下的冲压损失, Ma大于1.5之后,增力比大于高温升燃烧室发动机.      

多电式环控系统电动机功率选定及其经济性分析

提出多电式环控系统参数匹配计算模型,获得不同飞行工况下电动机功率的选定值,分析其影响因素以及系统的经济性.结果表明:对于一定的供气压力,飞行高度越高,电动机功率越大,而同一高度马赫数越大,电动机功率越小;对于给定的飞行工况,供气压力越高,电动机功率越大;对于相同的供气压力与飞行工况,多电式环控系统的性能代偿损失比传统环控系统要小,飞行时间越长,系统的经济性越好.      

某型航空发动机应急放油系统研究

针对某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障,对该型发动机应急放油系统进行了深入的理论分析,并采用5 kHz的采样频率采集数据,进行大量的发动机台架试车和装机试车,通过微观分析,找出该型发动机停车故障的1种特殊原因.在精确分析的基础上,对应急放油系统采取改进设计,并通过试验进行了设计改进后的试车和试飞验证,在应急放油附件管接头通往加力泵接通活门管接头的内部增加φ=1.0 mm的节流嘴,使应急放油接通时主燃油喷嘴前、后压差最低值提高200～700 kPa,并且增加节流嘴后对发动机其他功能和性能无影响,从而可靠地解决了原有应急放油系统的缺陷,有效排除了某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障.     

变循环发动机建模技术研究

在对变循环发动机总体结构进行分析的基础上,参考双轴涡扇发动机部件模型的建立方法,建立了变循环发动机部件级数学模型.建立了区分叶根特性和叶尖特性的风扇部件模型,单外涵和双外涵模式的核心驱动风扇级数学模型.根据变循环发动机的特点,建立了反映变几何部件变化的稳态和动态共同工作方程.数字仿真结果表明:所建的变循环发动机模型能够实现工作模式之间的相互转换,并且在低空低马赫数双外涵模式下表现出了涡扇发动机特性,即高推力与低耗油率,而在高空高马赫数单外涵模式下相比涡扇模式提供的推力更大、耗油率更低,符合变循环发动机特点,验证了建模方法的可行性.